Содержание

Д.В.Верещиков, С.Н.Салтыков

Самолет Ил-76
Аэродинамика и динамика полета

Глава 7
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

7.1. Диапазон высот и скоростей полета.

    Самолет Ил-76 обладает достаточно широким для транспортных самолетов диапазоном высот и скоростей полета (рис. 7.1).
    На диапазоне высот и скоростей полета самолета представлены зависимости минимальной и максимальных допустимых истинных скоростей полета в зависимости от высоты. При рассмотренных условиях у земли разница между минимальной и максимальной скоростями составляет величину около 280 км/ч. Рост левой и правой границ скоростей с увеличением высоты полета объясняется тем, что при постоянной приборной скорости истинная скорость растет пропорционально снижению плотности воздуха.
    Самолет имеет достаточно высокую для транспортных самолетов тяговооруженность, поэтому на малых и средних высотах максимально располагаемая по тяге скорость существенно больше скорости, допустимой по прочности элементов конструкции. Как видно, у земли самолет способен разогнаться до скорости около 790 км/ч, тогда как существующие ограничения позволяют иметь скорость не более 600 км/ч. Таким образом, на максимальной разрешенной скорости самолет обладает большим избытком тяги. Это требует от летчика при полете на максимальных скоростях повышенного внимания за контролем скоростного режима. С увеличением высоты полета избыток тяги уменьшается, что приводит к сокращению разница между располагаемой и максимально допустимой скоростями. На высоте порядка 7000 м эта разница практически теряется и это состояние сохраняется до высоты около 10000 м. На больших высотах самолет не способен выйти на ограничение по максимальной скорости.
    Максимальная скорость установившегося горизонтального полета определяется соотношением располагаемых и потребных тяг. На рис. 7.2. приведены зависимости располагаемой и потребной тяг самолета в зависимости от скорости полета для различных высот. Видно, что у земли при допустимой скорости 600 км/ч потребная тяга составляет всего около 30% от располагаемой. Наличие столь большого избытка тяги способно вызвать интенсивный рост скорости при увеличении режима работы двигателей. По приведенному графику несложно проследить изменение максимальной скорости по высоте. На высотах 8000..10000 м располагаемая тяга практически не зависит от скорости. На больших высотах увеличение скорости приводит к некоторому росту тяги. Увеличение высоты полета приводит к к уменьшению тяги. Так, например, при скорости 600 км/ч увеличение высоты от 0 до 10000 м приводит к уменьшению располагаемой тяги более чем в два раза.
    Потребная тяга определяется аэродинамикой самолета – совокупностью индуктивного и безындуктивного сопротивлений. На первых режимах полета, относящихся к основной эксплуатационной области, определяющим является безындуктивное сопротивление. При докритических скоростях оно изменяется пропорционально квадрату скорости и плотности воздуха. Наибольшее значение, таким образом, оно имеет при на малых высотах и больших скоростях полета. Так, при полете у земли с истинной скоростью 790 км/ч лобовое сопротивление составляет около 240 кН. Это равно располагаемой тяге силовой установки на номинальном режиме. Поэтому при этих условиях самолет невозможно разогнать до большей скорости в горизонтальном полете. По мере увеличения высоты полета безындуктивное сопротивление уменьшается пропорционально плотности воздуха, в то время как располагаемая тяга снижается в меньшей степени. Максимальная скорость, которую можно достичь растет. На высотах более 7000 м оказывается существенным индуктивное сопротивление, которое растет при увеличении высоты. В результате интенсивность уменьшения общего сопротивления снижается. Как видно из рис. 7.2, при скорости 750 км/ч и увеличении высоты полета от 0 до 4000 м лобовое сопротивление уменьшилось на 42 кН, тогда как при увеличении высоты на такую же величину, но в диапазоне от 6000 до 10000 м снижение сопротивления составляет около 10 кН. Более сильное уменьшение располагаемой тяги по сравнению с потребной на высотах более 8000 м приводит к уменьшению максимальной скорости полета.
    Потолок самолета существенно зависит от массы самолета, температуры и давления воздуха. На рис. 7.3 представлена зависимость потолка от массы самолета. При четырех работающих на номинальном режиме двигателя в стандартных атмосферных условиях самолет способен набирать высоту при любой массе. Однако запас по углу атаки при этом оказывается небольшим, что небезопасно при воздействии на самолет вертикальных порывов при атмосферной турбулентности. В силу этого обстоятельства максимальная высота полета ограничивается ступенчато в соответствии с массой самолета.
    При отказе одного из двигателей самолет в стандартных атмосферных условиях может подниматься на большие высоты и при массе до 105 т достичь высоты 12000 м. При массе 160 т с работающими на номинальном режиме тремя двигателями самолет способен подниматься на высоту более 8000 м. Увеличение температуры воздуха снижает величину тяги и, как следствие, снижение потолка. Даже при наличии всего двух работающих двигателей самолет может иметь потолок около 10000 м.

<< Динамические свойства самолета в боковом движении. Скороподъемность самолета >>