| |
Максимальная удельная энергия e реализуется в горизонтальном установившемся
полёте при максимальной тяге двигателей. Для перевода самолёта в режим набора
высоты необходимо увеличить угол атаки, что приводит к увеличению
аэродинамического сопротивления, в результате чего нарушается баланс сил и
производная удельной энергии de/dt = Vnx (V — скорость самолёта, nx, —
продольная перегрузка) становится отрицательной. Таким образом, переход в
область выше линии статических потолков возможен только из тех точек, в которых
производная удельной энергии в горизонтальном полёте положительна, то есть из
области, лежащей ниже линии статических потолков. Возможно несколько типов
такого перехода. Если при максимальной тяге создать угол атаки, при котором
тяга уравновешивает сопротивление, то переход будет совершаться по линии e =
const. Параметры траектории (скорость, высота, угол наклона траектории) будут
изменяться, причем максимальное значение угла наклона траектории достигается в
точке статического потолка. Для обеспечения максимальной высоты в таком
движении выход на него из горизонтального полёта нужно производить из точек
границ области, допускаемой по скоростному напору или по Маха числу полёта
М{{?}}. Самолёт может достичь большей высоты, если закон управления усложнить.
Движение также должно начинаться из точек границ области при максимальной тяге
двигателей. На первом участке полёта угол атаки необходимо выдерживать таким,
чтобы обеспечить движение с максимально допустимой нормальной перегрузкой (если
она достигается). По мере увеличения высоты угол атаки увеличивается до
значения, максимально допустимого условиями устойчивости полёта, и на остальной
части траектории остаётся постоянным. Такой полёт происходит с уменьшением
удельной энергии, поэтому после достижения Д. п. при снижении самолёт переходит
в горизонтальный установившийся полёт в точке области с меньшим значением
удельной энергии. Максимальное значение высоты полёта на этой линии является
практически достижимым Д. п., если в этой точке области режимов полёта
выполняются требования устойчивости, управляемости и обеспечивается работа
силовой установки. Использование неустановившихся режимов полёта наиболее
эффективно для скоростных самолётов, кинетическая энергия которых составляет
большую часть полной энергии. Расчёты и практические рекордные полёты
показывают, что для сверхзвуковых самолётов динамический потолок может
превышать статический на 10—15 км.
2) Д. п. вертолёта — наибольшая высота, достигаемая вертолётом в полёте с
поступательной скоростью.
Лит.: Микоян С. А., Динамический метод набора высоты, в сб.: Летчику о
практической аэродинамике. М., 1961.
Б. X. Давидсон.
Диаграммы полёта для достижения динамического потолка: 1 — кривые набора высоты
при условии e = const во время полёта; 2 — кривая набора высоты дли
достижения максимального динамического потолка; 3 — кривая спуска,
соответствующая минимальному уменьшению удельной энергии; 4 — гранича области
режимов полёта, допустимых по скоростному напору (прочности конструкции) или
числу М{{?}}.
динамически-подобная модель летательного аппарата — модель летательного
аппарата, созданная в соответствии с законом динамического подобия и
используемая при исследованиях флаттера и другие явлений аэроупругости в
аэродинамических трубах. Полученные в лабораторных условиях результаты
переносятся на натурный летательный аппарат пересчётом. Обычно Д.-п. м.
геометрически подобна натурному летательному аппарату, имеет такое же
распределение масс и жёсткостей и обеспечивает подобие аэродинамических сил
(без учёта сил вязкости), а также упругих и инерциальных сил при малых
колебаниях около положения равновесия. Все масштабы моделирования однозначно
выражаются через 3 основные масштаба; длины kL, плотности k? и скорости kV (при
малых скоростях потока в аэродинамической трубе) или скоростных напоров kq,
(при больших скоростях). И для модели, и для натурного летательного аппарата
при пересчёте используется равенство безразмерных подобия критериев (чисел
Ньютона, Коши, Струхала, Маха). Например, масштабы для масс kM, жёсткостей kE и
частоты колебаний kp определяются следующим образом: kM = kpk3L; kE =
kpk2Vk4L = kqk4L; kp = kVk-1L = kqkp.
Основные масштабы выбираются оптимальными для моделирования исходя из данных
натурного летательного аппарата в пределах, допускаемых параметрами
аэродинамической трубы. Имеется несколько основных конструктивных схем Д.-п. м.
: модель-копия, конструктивно-подобная модель, отсечно-балочная модель. Кроме
того, применяют модели комбинированной схемы, упрощённые и схематические.
Модель-копия выполняется из того же материала, что и натурный летательный
аппарат, с соблюдением всех подробностей конструкции, как её копия,
геометрически подобная ей в выбранном масштабе длин kL. Масштабы плотности и
скорости при этом равны единице, и, следовательно, плотность и скорость потока
при испытании модели-копии равны натурным. Такие условия выполнимы не во всех
случаях. Имеются и технологические затруднения при изготовлении элементов
модели.
Конструктивно-подобная модель — модель, силовые элементы которой подобны
натурным по жёсткостным и массовым характеристикам, и схема их силового
взаимодействия воспроизводит силовую схему натуры. Но такая модель не копирует
натурный летательный аппарат во всех деталях. Существует несколько возможных
вариантов такой модели. Например, силовые элементы могут быть выполнены из
материала с другим модулем упругости. Получающаяся из-за замены материала
разница в массе восполняется так называемыми доводочными грузами. При
сохранении подобия по массовым характеристикам такая модель будет Д.-п. м. с
|
|
