Как рассчитывается теоретическая вертикальная скорость самолета?
Вертикальная скорость самолета — это скорость изменения высоты самолета по отношению к земле. Рассчитывается она с использованием различных факторов, таких как угол атаки, тяга двигателя, вес самолета и другие.
Угол атаки
Угол атаки — это угол между продольной осью самолета и вектором тяги. Он определяет, как поднимается или опускается самолет. Чем больше угол атаки, тем больше вертикальная скорость.
Тяга двигателя
Тяга двигателя — это сила, создаваемая двигателем самолета, которая позволяет двигаться вперед и подниматься вверх. Чем больше тяга, тем больше вертикальная скорость.
Вес самолета
Вес самолета — это сила, с которой самолет давит на воздух, опираясь на закон Ньютона. Чем больше вес самолета, тем меньше вертикальная скорость.
Аэродинамические характеристики самолета
Аэродинамические характеристики самолета, такие как аэродинамические коэффициенты, площадь крыла и воздушное сопротивление, также влияют на вертикальную скорость самолета. Чем лучше аэродинамические характеристики самолета, тем больше вертикальная скорость.
Расчет
Рассчитать теоретическую вертикальную скорость самолета можно с использованием уравнений и формул аэродинамики и механики:
- Угол атаки, тяга двигателя, вес самолета и аэродинамические характеристики самолета определяются экспериментальным путем при разработке самолета.
- Далее, используя эти значения, можно применить соответствующие формулы для расчета вертикальной скорости.
- Однако стоит отметить, что теоретическая вертикальная скорость самолета может отличаться от фактической вертикальной скорости в зависимости от условий полета, таких как погода, воздушные потоки и другие факторы.
Важно понимать, что рассчитанная теоретическая вертикальная скорость самолета является ориентировочной и требует учета ряда факторов, чтобы получить более точные результаты.
Как рассчитать вертикальную скорость снижения самолета
» Игры и соревнования. Воздушный «почтальон»
С воздушными змеями в пионерском лагере можно проводить разнообразные игры и соревнования — на скорость сборки и запуска на леере определенной длины, на высоту подъема. Особенно большой интерес вызывает запуск воздушных змеев с применением «почтальонов». Воздушные «почтальоны»— приспособления, которые под напором ветра скользят вверх по лееру. Такой лист скользит по лееру вверх .
» Требования безопасности самолетовождения
Обеспечение безопасности полета является одной из главных задач самолетовождения. Она решается как экипажем, так и службой движения, которые обязаны добиваться безопасности полета каждого самолета даже в тех случаях, когда принятые для этого меры повлекут за собой нарушение регулярности или снижение экономических показателей полета.
» Помещение для занятий авиамоделизмом
Для работы авиамодельного кружка пионерского лагеря необходимо светлое помещение — мастерская площадью 40—45 м2 для размещения 15—20 рабочих мест. Единой схемы организации мастерской не существует, все определяется возможностями пионерлагеря. А они не такие уж и большие. Поэтому на практике площадь мастерской обычно не превышает 30 м2. Это, конечно, несколько затрудняет рабо .
» Собственная устойчивость автожира
Благодаря шарнирному креплению лопастей ротора автожиру присуща собственная статическая устойчивость в форме маятниковой устойчивости, проявляющаяся в особенности при крутых спусках. Действительно, результирующая аэродинамических сил всегда проходит через втулку ротора, которую можно рассматривать как точку привеса для всего автожира. Центр тяжести автожира лежит под втулкой, отстоя от нее по высо .
» Использование РПСН-2 в режиме «Скорость»
Режим «Скорость» предназначен для определения путевой скорости самолета. Она определяется по времени движения ориентира между метками дальности на экране индикатора. В РПСН-2 в режиме «Скорость» автоматически включается масштаб развертки 50 км и регулируемая задержка запуска развертки в диапазоне 60—150 км. Это позволяет выбирать ориентиры для определения путевой скорости на достаточно б .
» Ошибки барометрических высотомеров
Барометрические высотомеры имеют инструментальные, аэродинамические и методические ошибки. Инструментальные ошибки высотомера ΔН возникают вследствие несовершенства изготовления прибора и неточности его регулировки. Причинами инструментальных ошибок являются несовершенства изготовления механизмов высотомера, износ деталей, изменение упругих свойств анероидной коробки, люфты и т. д. Каждый .
» Пилотажный змей «Акробат»
Пилотажный змей «Акробат» (рис. 10) сконструировал москвич А. Милорадов. Основа змея — дельтавидное крыло. От классического крыла Рогалло «Акробат» отличается удлиненной центральной рейкой. Это сделано для повышения продольной устойчивости. Угол между боковыми рейками-лонжеронами составляет 156° и является оптимальным. Поперечную устойчивость обеспечивают приподнятые относительно цент .
» Назначение и принцип устройства навигационной линейки НЛ-10М
Навигационная линейка НЛ-10М является счетным инструментом пилота и штурмана и предназначена для выполнения необходимых расчетов при подготовке к полету и в полете. Она устроена по принципу обычной счетной логарифмической линейки и позволяет заменить сложные математические действия над числами (умножение и деление) более простыми действиями — сложением и вычитанием отрезков шкал, выражающи .
» Ракета— летательный аппарат тяжелее воздуха
Ракета— летательный аппарат тяжелее воздуха, подъемная сила которого возникает по принципу реактивного движения. Этот принцип заключается в отталкивании ракеты от массы струи газов, образованных при сгорании топлива и истекающих из двигателя. Своим рождением первые ракеты обязаны изобретению пороха. Но в те далекие времена ракеты служили лишь для фейерверков. Потом они нашли применение .
» Модель воздушного боя
Модели воздушного боя, или как их часто называют «бойцовки», несомненно, держат первенство среди всех кордовых летательных аппаратов. Обилие всевозможных схем и конструкторских решений — наглядное подтверждение сказанному. Знакомство с этим классом авиационных моделей начнем с несложной «бойцовки», разработанной в пионерском лагере «Родник», где много лет автор был руководителем авиакр .
» Пеленг и курсовой угол ориентира
Магнитным пеленгом ориентира МПО называется угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана и направлением на ориентир: трубу, мачту, радиостанцию и т. д. (рис. 3.8). МПО отсчитывается от северного направления магнитного меридиана до направления на ориентир по ходу часовой стрелки от 0 до 360°.
» Моменты на головке ротора
На головке ротора при установившемся режиме полета помимо сил T, H и S будут моменты относительно осей zz u хх (оси проходят через центр втулки), так как при наличии расстояния е (фиг. 84) равнодействующая аэродинамических сил ротора не проходит через центр втулки.
» Скорость полета — Воздушная и путевая скорости
Знание скорости полета необходимо как для пилотирования самолета, так и для целей самолетовождения. Полет самолета на скорости ниже минимальной приводит к потере устойчивости и управляемости. Увеличение скорости сверх допустимой связано с опасностью разрушения самолета. Для целей самолетовождения знание скорости полета необходимо для выполнения различных навигационных расчетов.
» Змей-вертушка
Змей-вертушка (рис. 3). В основе полета этого змея «эффект Магнуса». Что это такое? В 1852 году немецкий ученый Г. Магнус обнаружил эффект обтекания воздухом вращающейся трубы: воздушная струя, обтекающая трубу поперек ее оси, отклоняется в направлении вращения. Если разрезать трубу (цилиндр) вдоль оси пополам и сместить обе половинки друг относительно друга, получится вертушка. Цилиндр будет .
» Компоненты скорости воздуха относительно плоскости вращения ротора
Поступательную скорость V ротора, имеющего угол атаки i°, можно разложить на две составляющие (фиг. 52); нормальную к оси ротора, лежащую в плоскости вращения V cos i и параллельную оси ротора — V sin i. Помимо скорости V воздух относительно плоскости вращения ротора имеет индуктивную скорость (скорость, вызванную ротором) v. Направление индуктивной скорости можно приближенно установить, исходя .
» Магнитные силы, действующие на стрелку компаса. Формула девиации
На стрелку компаса, установленного на самолете, в горизонтальной плоскости одновременно оказывают действие шесть магнитных сил. 1. Сила λH, действующая в направлении магнитного меридиана. Источником этой силы является в основном горизонтальная составляющая магнитного поля Земли и в меньшей мере мягкое железо, намагниченное земным магнетизмом. Направление этой силы не зависит от к .
» Постройка шара-монгольфьера
Изготовление тепловых воздушных шаров (монгольфьеров)— увлекательное занятие в пионерском лагере. А запуски бумажных аэростатов украсят любой праздник или игру «Зарница». Работа над воздушным шаром посильна ребятам 9—10 лет, материал для его постройки — папиросная бумага. Еще понадобятся клей,нитки, карандаш, линейка и ножницы. Постройка шара-монгольфьера. Работу начинают с .
» Планирование и вертикальный спуск автожира
Автожир, если он соответствующим образом сбалансирован, может совершать крутые планирующие спуски при больших углах атаки, так как для него, в отличие от самолета, не существует критического угла, при котором начинаются срыв струй на крыле и резкое уменьшение подъемной силы, и нет опасности штопора при потере скорости.
» Выбор режима полета на самолетах с ГТД и расчет рубежа возврата — Особенности самолетовождения высот .
Современные самолеты с ГТД, применяемые в ГА, рассчитаны на экономичную эксплуатацию на больших высотах и больших скоростях полета. Самолетовождение высотно-скоростных самолетов имеет целый ряд особенностей, которые необходимо учитывать как; при подготовке к полету, так и в процессе самого полета. Самолетовождение на больших высотах (от 6000 м и выше) имеет следующие особенности:
» Периодическое изменение угла взмаха лопасти и угла атаки сечения лопасти
Для выяснения махового движения па разных режимах и изменении угла β по ψ а так же для выяснения влияния махового движения на истинный угол атаки α сечения по вышеприведенным формулам сделан подсчет для ротора, имеющего следующие употребительные в практике параметры: γ=10; Θ=2˚
» Контроль пути по дальности с помощью боковых радиостанций
Контроль пути по дальности заключается в определении пройденного от КО или оставшегося до заданного пункта расстояния. С помощью боковых радиостанций эта задача решается следующими способами: 1) пеленгованием боковой радиостанции и прокладкой ИПС на карте; 2) выходом на предвычисленный КУР или МПР; 3) выходом на траверз боковой радиостанции.
» Контроль пути по направлению при полете по ортодромии
При полете по ортодромии для контроля пути по направлению используются ортодромические радиопеленги, которые могут быть отсчитаны по УШ или получены путем расчетов. При полете по ортодромии от радиостанции контроль пути по направлению ведется сравнением ОМПС с ОЗМПУ (рис. 23.10).
» Сущность визуальной ориентировки
Одним из основных правил самолетовождения является непрерывное сохранение ориентировки в течение всего полета. Сохранять ориентировку — это значит в любое время полета знать место самолета. Местом самолета называется проекция положения самолета в данный момент времени на земную поверхность. Ориентировка может осуществляться визуально и при помощи технических средств самолетовождения.
» Самолетовождение с использованием навигационной системы «Трасса» — Назначение системы и задачи, ре .
Навигационная система «Трасса» предназначена для непрерывного автоматического измерения путевой скорости и угла сноса, а также для указания места самолета в условной прямоугольной системе координат (дальность и линейное боковое уклонение). Система «Трасса» является автономной и может применяться на самых дальних трассах. Ее основной частью является измеритель путевой скорости и угла сноса, исп .
» Контроль и исправление пути при полете от радиолокатора и на радиолокатор
Наземные радиолокаторы позволяют вести контроль пути по направлению. При полете от радиолокатора контроль и исправление пути осуществляется в следующем порядке: 1. Запросить у диспетчера место самолета. 2. Перевести полученный азимут в МПС, сравнить его с ЗМПУ и определить боковое уклонение МПС = А — (± Δм); БУ = МПС — ЗМПУ. В тех случаях, когда угол схождения между мериди .
» Определение момента пролета радиостанции или ее траверза
Полет на радиостанцию заканчивается определением момента ее пролета. Как правило, этот момент необходимо ожидать. О приближении самолета к радиостанции можно судить по следующим признакам: а) истекает расчетное время прибытия на РНТ; б) увеличивается чувствительность радиокомпаса, что сопровождается отклонением стрелки индикатора настройки вправо.
» Сокращенные обозначения и условные знаки, принятые в самолетовождении
Точки и линииМС — место самолета ИПМ — исходный пункт маршрута ППМ — поворотный пункт маршрута КО — контрольный ориентир КЭ — контрольный этап ЛЗП — линия заданного пути ЛФП — линия фактического пути АЛП — астрономическая линия положения РНТ — радионавигационная точка ОПРС — отдельная приводная радиостанция РСБ .
» Перевод морских и английских миль в километры и обратно
Перевод морских (ММ) и английских (AM) миль в километры и обратно производится по формулам: Sкм= S (ММ)·1,852; Sкм = S(AM)·1,6; S (ММ) = Sкм :1,852; S(AM) = Sкм:1,6. Чтобы перевести морские или английские мили в километры, на НЛ-10М необходимо деление 100 или 1000 шкалы 14 установить на число морских или английских миль по шкале 15 и соответственно против индекса ММ или AM .отсчитать по .
» Условия плавной работы ротора
Плавность в работе ротора на всех полетных режимах автожира является необходимым требованием, так как неровности и тряска, передаваясь на остальные части машины, будут влиять на прочность конструкции, регулировку ротора и других деталей. За неимением достаточного эксплуатационного опыта придется пока ограничиться предварительными соображениями об условиях плавной работы ротора. Во-первых, ротор до .
| Наши друзья |
FLYGUY.RU — учимся летать!
В данной статье разговор пойдет сразу о 8 скоростях (а точнее, восьми понятиях), использующихся в российской и зарубежной литературе по аэродинамике, и будет сделана попытка установить тождественность некоторых из них. А именно:
Vэк = Speed for Maximum Endurance = Vx (ВАОС) = Speed for Minimum Rate of Descend
Vнв = Speed for Maximum Range = Vy (ROC) = Best Glide Speed (Vbg)
Вероятно, вы уже пытались разобраться в этих скоростях самостоятельно, читая авиационные форумы и разнообразные сайты в интернете. Как говорил известный персонаж Леонида Броневого: «Верить в наше время нельзя никому. Иногда даже самому себе. Мне – можно». 🙂
К сожалению, практически все форумные дискуссии на данную, довольно непростую, тему быстро переходят от аэродинамики на личности оппонентов. Искать крупицы истины в помоях, которыми незнакомые и часто малоквалифицированные люди поливают друг друга, занятие утомительное и малопродуктивное.
На самом деле, речь идет об установлении соответствия между принятыми российскими и западными терминами. Так как российская и западная школы много лет развивались обособленно друг от друга, было бы логично искать информацию по обе стороны океана. Чем я и занимался, упорно выедая мозг всем знакомым летчикам и инструкторам в Канаде на заданную тему. И знаете что? Мозг у людей здесь какой-то невкусный. 🙂 Нелюбопытные они. И хотя некоторая полезная информация была получена, ясной картины все не складывалось.
Я начал думать, что если даже весьма опытные и заслуженные летчики не знают ответа на такой популярный вопрос, то, может быть, это и есть тот самый «magic», объясняющий, почему самолет летает, а крыльями не машет?
Однажды я поделился своими сомнениями с Павлом Юрьевичем Калугиным, моим российским инструктором. Он меня сразу разочаровал, сказав, что чудес на свете не бывает, а бывает «Практическая Аэродинамика». Я задал ему тысячу вопросов (большинство из них – глупые) и получил ответы почти на все. Кроме этого, он снабдил меня соответствующей литературой. На основе всего этого была написана статья, которую вы читаете. Она содержит точные ссылки на использованные источники с указанием номеров страниц. При желании вы можете сами убедиться, что я не выдумал ничего нового, а только собрал разрозненные сведения воедино.
ВНИМАНИЕ: все нижесказанное справедливо только для самолетов с поршневыми двигателями. Аэродинамика самолетов с реактивными силовыми установками имеет массу принципиальных отличий. Вы сможете о них прочитать самостоятельно в приведенном мной учебнике А.А. Жаброва или других источниках.
Вообще говоря, выдумывать что-то новое и не требовалось. Все уже придумано выдающимися учеными прошлого, в частности, профессором Николаем Егоровичем Жуковским (1847 -1921), создавшим аэродинамику как науку. И хотя его огромный вклад в развитие авиации старательно замалчивается на Западе, предложенный им графо-аналитический метод анализа летных данных самолета (т.н. «кривые Жуковского») живет и побеждает.
Рис. 2: Н.Е. Жуковский
Существует ДВА вида кривых Жуковского (кривые тяг и мощностей). Вся хитрость в том, что рассматривать эти кривые нужно одновременно, имея возможность сопоставлять их друг с другом. Это будет сделано ниже, но начнем мы с аэродинамического сопротивления самолета.
ПОЛНОЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ
Известно, что полное аэродинамическое сопротивление самолета складывается из его лобового и индуктивного сопротивлений.
Лобовое сопротивление (parasite drag) зависит от лобового сопротивления фюзеляжа и других элементов конструкции самолета, их взаимного аэродинамического влияния и свойств обтекаемости материала обшивки. Лобовое сопротивление РАСТЕТ по мере УВЕЛИЧЕНИЯ скорости.
Индуктивное сопротивление (induced drag) является побочным продуктом создания подъемной силы и зависит от угла атаки крыла. Чем больше угол атаки, тем сильнее вектор полной аэродинамической силы крыла отклонен назад и тем больше индуктивное сопротивление. Чем меньше угол атаки, тем меньше индуктивное сопротивление.
Поскольку для полета на бОльших скоростях требуется меньший угол атаки, индуктивное сопротивление снижается по мере увеличения скорости и РАСТЕТ по мере ее УМЕНЬШЕНИЯ.
Если сложить два вида сопротивлений, лобовое и индуктивное, то мы получим полное аэродинамическое сопротивление (total drag). Графически это выглядит следующим образом:
Рис. 3: Полное аэродинамическое сопротивление и его компоненты
Мы помним, что условием постоянства скорости в горизонтальном полете является равенство полного аэродинамического сопротивления (drag) и тяги самолета (thrust required), X = P. Действительно, чтобы скорость полета была постоянной, сила сопротивления должна преодолеваться силой тяги равной ей по величине. Поэтому рассмотренную выше кривую полного аэродинамического сопротивления можно считать также и кривой потребной тяги горизонтального полета (они равны друг другу).
НАИВЫГОДНЕЙШАЯ СКОРОСТЬ (Vнв)
Поскольку в нижней точке рассмотренной кривой полное аэродинамическое сопротивление минимально, самолету требуется минимум тяги для горизонтального полета. В этой же точке достигается максимальное качество самолета, которому соответствует наивыгоднейший угол атаки, α нв.
«Воздушная скорость, соответствующая этому углу атаки и минимальной потребной тяге называется теоретически наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета » (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 123.).
РЕЖИМ МАКСИМАЛЬНОЙ ДАЛЬНОСТИ (Speed for Maximum Range)
Раз при полете на наивыгоднейшей скорости требуется минимальная сила тяги, то совершаемая самолетом работа на 1 км пути минимальна, и удельный расход топлива (расход на 1 км пути) тоже должен быть минимальным. Таким образом, наивыгоднейшая скорость Vнв теоретически должна обеспечивать максимальную дальность полета. На практике, из-за того что двигатель работает с некоторыми потерями, минимальный удельный расход топлива достигается на несколько большей скорости, называемой «режимом максимальной дальности» (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 124.).
Так как отличия рассмотренных скоростей незначительны, можно провести условное равенство между Vнв и «режимом максимальной дальности» (Speed for Maximum Range).
Vнв ≈ Speed for Maximun Range
Пришло время более подробно поговорить о кривых Жуковского. Прежде всего, как вы думаете, чего не хватает на рассмотренном выше графике потребной тяги? Чем вообще самолет отличается от планера? Правильно, наличием силовой установки. Т.е. у него есть не только потребная, но и располагаемая тяга. Именно эта кривая мистическим образом отсутствует на многих графиках в западных учебниках (как, например, на Рис. 3). Но мы исправим это упущение, воспользовавшись иллюстрациями из российской литературы. В данном случае, графиками тяг и мощностей из «Практической аэродинамики самолета Як-18Т», с которых я убрал все лишнее и добавил кое-что нужное (синим). Я также расположил графики друг над другом, приведя к единому масштабу и совместив по шкале скоростей. См. Рис. 4.
Рис. 4: Кривые Жуковского для тяг (вверху) и мощностей (внизу)
Как видно на верхнем графике, кривая располагаемой тяги Pр имеет наклон вправо. Это значит, что по мере увеличения скорости, располагаемая тяга УМЕНЬШАЕТСЯ. Что довольно странно, не правда ли?
На самом деле это объяснимо. Силовая установка неподвижного самолета производит максимальную тягу. По мере роста скорости эффективность пропеллера снижается. Он просто «не успевает цепляться» за несущийся навстречу воздух. Теоретически, при бесконечном увеличении скорости наступит момент, когда пропеллер вообще перестанет создавать тягу. При еще большей скорости уже встречный поток воздуха будет вращать двигатель, как ветряк. Подчеркну, что практически такое невозможно: и самолет, и двигатель разрушились бы значительно раньше. Но из этого примера должно быть понятно, почему тяга силовой установки уменьшается с ростом скорости.
Имейте в виду, что кривая располагаемой тяги это именно КРИВАЯ. Пусть график располагаемой тяги Як-18T, близкий к прямой линии, не вводит вас в заблуждение: это лишь частный случай и хорошая реализация винта изменяемого шага (constant speed propeller). Для силовых установок с винтами постоянного шага (такими как на Cessna 150 и Cessna 172) график располагаемой тяги имеет более затейливую форму, далекую от прямолинейной.
ПОТРЕБНАЯ И РАСПОЛАГАЕМАЯ МОЩНОСТЬ
Обратимся теперь к нижнему графику. На нем изображены кривые мощностей. Что такое мощность? Согласно определению, мощность это произведение силы (в нашем случае силы тяги) на секундную скорость. Например, в Википедии вы найдете такое определение мощности (для Механики): «скалярное произведение вектора силы на вектор скорости, с которой движется тело».
Раз так, то если мы умножим и потребную, и располагаемую тягу (Pп и Pр, верхний график) на скорость, мы получим потребную и располагаемую мощности (Nп и Nр, нижний график). Уточню, что для получения мощности в лошадиных силах результат придется также разделить на 0.75, но это уже детали.
Кривая потребной мощности говорит о том, какой минимальной мощности силовая установка нужна для достижения заданной скорости горизонтального полета. Сопоставляя с ней кривую располагаемой мощности, можно определить, какие скорости могут быть достигнуты, а также оценить избыток мощности силовой установки, имеющийся на каждой из этих скоростей.
При дальнейших рассуждениях важно помнить, что кривые мощностей являются производными от кривых тяг, чем и обусловлена «магическая взаимосвязь» обоих графиков, с которой мы столкнемся ниже.
НАИВЫГОДНЕЙШАЯ СКОРОСТЬ (Vнв.) НА КРИВЫХ ПОТРЕБНОЙ ТЯГИ И МОЩНОСТИ
Сопоставляя графики тяг и мощностей, можно увидеть, что наивыгоднейшая скорость Vнв является нижней точкой кривой потребной тяги и, одновременно, точкой перегиба кривой потребной мощности (обратите внимание на касательную, проведенную к ней из начала координат). В этой же точке, как говорилось выше, достигается минимальный удельный расход топлива (расход на 1 км пути).
ЭКОНОМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ (Vэк)
На кривой потребной мощности можно найти также скорость, для полета на которой требуется минимальная мощность (нижняя точка кривой потребной мощности). Согласно определению, «скорость, соответствующая экономическому углу атаки и минимальной потребной мощности, называется экономической скоростью горизонтального полета» (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 129.).
РЕЖИМ МАКСИМАЛЬНОЙ ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА (Speed for Maximum Endurance)
Поскольку при полете на экономической скорости требуется минимальная мощность, моментальный (а также и часовой) расход топлива минимален. Следовательно, экономическая скорость Vэк теоретически должна обеспечивать максимальную продолжительность полета. На практике, как мы уже знаем, двигатель работает с некоторыми потерями, поэтому минимальный часовой расход достигается на несколько большей скорости, называемой «режимом максимальной продолжительности полета» (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 129.).
Опять же, из-за того, что отличия этих скоростей незначительны, мы можем провести условное равенство между Vэк и «режимом максимальной продолжительности полета» (Speed for Maximum Endurance).
Vэк ≈ Speed for Maximun Endurance
ЭКОНОМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ (Vэк) НА КРИВЫХ ПОТРЕБНОЙ ТЯГИ
Опять вернемся к графику потребной тяги и попробуем определить, какой его точке соответствует найденная нами экономическая скорость Vэк. Мы обнаружим, что если бы мы стали постепенно уменьшать режим двигателя (дросселируя его РУДом), кривая располагаемой тяги Pp начала бы смещаться вниз параллельно самой себе. Обратите внимание на верхнюю синюю линию: эта кривая имеет не одну, а две точки пересечения с кривой потребных тяг Pп. То есть, в определенном диапазоне существуют две разные скорости (и соответствующие им два разных угла атаки), полет на которых возможен на одном и том же режиме двигателя. К этому наблюдению мы вернемся ниже, а пока продолжим уменьшать режим, пока в один прекрасный момент кривые не пересекутся в одной, самой последней точке (нижняя синяя линия). Что это за точка?
В это сложно поверить, но факт: именно эта точка и будет соответствовать экономической скорости Vэк, найденной нами ранее на графике потребных мощностей. Это неудивительно, ведь экономическая скорость — это такая скорость, горизонтальный полет на которой возможен при минимальной мощности, а значит, и РЕЖИМЕ ДВИГАТЕЛЯ. Если бы мы еще немного прибрали режим, то неизбежно начали бы снижаться. Причем изменение угла атаки в любую сторону только ускорило бы это снижение, поскольку горизонтальный полет на минимальной мощности (режиме) возможен только на экономическом угле атаки.
ГРАНИЦА ПЕРВЫХ И ВТОРЫХ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА
Диапазон скоростей, лежащих правее Vэк., в российской школе принято называть диапазоном «первых режимов» (а в западной – front side of power curve). В этом диапазоне для увеличения скорости полета необходима бОльшая мощность (режим двигателя), для уменьшения – меньшая. Все просто и логично. Иногда подчеркивается, что в диапазоне первых режимов высота полета выдерживается штурвалом, а скорость – режимом двигателя. Именно этот диапазон скоростей используется на протяжении почти всего полета, за исключением момента выдерживания и посадки, а также для некоторых прикладных задач и тренировочных упражнений.
Как нетрудно догадаться, все, что находится левее экономической скорости Vэк, называется диапазоном «вторых режимов» (или back side of power curve). В этом диапазоне действует обратное правило: при УМЕНЬШЕНИИ скорости полета требуется БОЛЬШАЯ мощность (режим). Также, в отличие от полета на первых режимах, здесь летчик управляет воздушной скоростью изменением угла атаки (т.е. действует штурвалом), а для выдерживания высоты увеличивает (или уменьшает) режим двигателя. Именно так выполняется тренировочное упражнение «полет на малой скорости» (Slow flight).
На приведенных мной графиках (Рис. 4) диапазон вторых режимов выделен серым фоном.
Подведем промежуточные итоги для горизонтального полета:
| Vнв | Наивыгоднейший угол атаки, α нв. | Минимальная потребная тяга (P) | Минимальный удельный (километровый) расход топлива | Speed for Maximum Range |
| Vэк | Экономический угол атаки, α эк. | Минимальная потребная мощность (N) и РЕЖИМ ДВИГАТЕЛЯ | Минимальный моментальный (часовой) расход топлива | Speed for Maximum Endurance |
Vэк = Speed for Maximum Endurance
Vнв = Speed for Maximum Range
Теперь можно перейти к рассмотрению набора высоты и связанных с ним скоростей Vx и Vy.
В западной школе существует устойчивая традиция обозначать рекомендованные воздушные скорости и летные ограничения самолета буквой V с буквенным индексом или цифрой. Существует целое семейство так называемых V-Speeds, среди которых Vx, Vy, Vs, Va, Vne, Vfe, Vbg, Vr, Vmc и многие другие. Полный их список вы найдете здесь.
Нас сейчас интересуют две из них: Vx и Vy. Попытаемся понять, что это за скорости, когда они используются и как соотносятся со скоростями, рассмотренными выше.
Vx – это так называемая Best Angle of Climb Speed (BAOC), «the speed at which the airplane climbs most steeply, gaining the most altitude for distance covered over the ground». From the Ground Up. Ottawa: Aviation Publishers Co. Limited; 2000, стр. 276. ISBN 0-9680390-5-7).
Как следует из английского названия и определения, эта скорость обеспечивает максимальный УГОЛ НАБОРА высоты и позволяет получить максимальную высоту за единицу РАССТОЯНИЯ. Поэтому эта скорость используется при наличии препятствий по курсу взлета, которые нужно перелететь.
В этой статье Википедии вы прочтете, что Vx «is the speed at which the maximum excess thrust is available». То есть это скорость, при которой у самолета имеется максимальный ИЗБЫТОК ТЯГИ. Чему же равна эта скорость?
Обратимся к российскому учебнику и прочитаем: “Наибольший угол подъема будет при максимальном избытке тяги. Последний для винтовых самолетов соответствует скорости, близкой к экономической». ». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 150.).
Бинго. Мы только что выяснили, что Vx ≈ Vэк!
Сможете угадать, чему будет соответствовать Vy? Уверен, что да.
Vу – это так называемая Best Rate of Climb Speed (ROC), «the speed at which the airplane will gain the most altitude in the least time». (From the Ground Up. Ottawa: Aviation Publishers Co. Limited; 2000, стр. 276. ISBN 0-9680390-5-7).
Из названия и определения следует, что эта скорость обеспечивает максимальную СКОРОСТЬ НАБОРА высоты (т.е. вертикальную скорость) и позволяет получить максимальную высоту за единицу ВРЕМЕНИ.
По-русски Vy называется «Наивыгоднейшая скорость набора».
Именно эта скорость используется при обычном взлете, ведь чем быстрее самолет отходит от земли, тем он безопаснее (больше возможностей для маневра в случае отказа двигателя). Кроме того, набирая скорость на Vy, самолет самым оптимальным образом использует полетное время и запас топлива, имея более высокую, по сравнению с набором на Vx, путевую скорость.
Заметим, что при необходимости выполнить взлет на Vx, после преодоления препятствий сразу же переходят к набору на Vy. Помимо прочего, эта скорость обеспечивает лучший обзор и охлаждение двигателя.
Vy (или ROC) соответствует скорости, при которой «the difference between engine power and the power required is the greatest (maximum excess power)» (Википедия). То есть это скорость, на которой самолет обладает максимальным ИЗБЫТКОМ МОЩНОСТИ.
Опять обратимся к российскому учебнику и прочтем, что, действительно, «максимальная вертикальная скорость будет при максимальном избытке мощности». А «максимальной избыток мощности получается приблизительно на наивыгоднейшей скорости». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 152.).
Следовательно, Vy ≈ Vнв.
Здесь, также как и в предыдущих случаях, определение предполагает некоторую неточность («приблизительно»). Это обусловлено тем, что мир несовершенен и создание идеального пропеллера и силовой установки технически невозможно. Тем не менее, скорости эти достаточно близки, чтобы считать их равными для практического применения на практике, что все и делают.
Вот мы и установили тождественность шести скоростей, используемых в горизонтальном полете и наборе высоты:
Vэк = Vx = Speed for Maximum Endurance
Vнв = Vy= Speed for Maximum Range
Займемся теперь снижением самолета. Удивительно, но здесь нам опять предстоит встреча двумя скоростями. Это какое-то колдовство, не иначе. 🙂
СКОРОСТЬ МАКСИМАЛЬНОЙ ДАЛЬНОСТИ ПЛАНИРОВАНИЯ (Best Glide Speed или Vbg)
Максимальная дальность планирования самолета (т.е. снижения с минимальной или отсутствующей тягой двигателя) будет достигнута при минимальном угле наклона траектории полета к горизонту. Взгляните на Рис. 5:
Рис. 5: Снижение самолета
Очевидно, что чем меньше угол Θ, тем дальше спланирует самолет с определенной высоты. От чего зависит этот угол? Только от качества самолета K, которое, как мы знаем, является максимальным при полете на наивыгоднейшем угле атаки. « минимальный угол планирования получим при максимальном качестве (т.е. при наивыгоднейшем угле атаки)». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 166.)
Выше уже говорилось о том, что наивыгоднейшему углу атаки соответствует наивыгоднейшая скорость Vнв. Поскольку это справедливо для всех режимов полета, то:
Best Glide Speed (Vbg) = Vнв
ПЕРВЫЕ И ВТОРЫЕ РЕЖИМЫ ПЛАНИРОВАНИЯ
Интересно, что «границей между первыми и вторыми режимами является планирование на наивыгоднейшем угле атаки (т. е. режим наиболее пологого планирования)». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 171.) Мы помним, что наивыгоднейший угол атаки соответствует Vнв, значит именно Vнв является границей первых и вторых режимов планирования. Заметьте, что если для горизонтального полета и набора высоты границей режимов является Vэк, то для для планирования — Vнв. Лучше это запомнить.
Поведение самолета на вторых режимах при планирования имеет те же особенности: ухудшение устойчивости и управляемости, а также «обратная управляемость», когда при увеличении угла атаки скорость снижения не уменьшается, а увеличивается и самолет начинает «проседать». При достижении критического угла атаки это явление еще более усиливается и называется «парашютированием». По сути, это сваливание (Stall), при котором летчик, сильно выбрав штурвал на себя, искусственно удерживает самолет на закритическом угле атаки. Самолет, летящий на таком режиме крайне неустойчив, т.к. стремиться завалиться на крыло с последующим входом в спираль или штопорное вращение. Поэтому планирование на вторых режимах допускается выполнять только на безопасной высоте.
МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ СНИЖЕНИЯ
Нам остается разобраться с еще одной скоростью, но зато с такой, вокруг которой образовалась некоторая понятийная чехарда. Начнем с того, что вертикальную скорость самолета в российской аэродинамике принято обозначать как Vy («скорость по вертикальной оси Y»). Это обозначение внешне совпадает, но по смыслу не имеет ничего общего с принятым в западной школе Vy (для Maximum Rate Of Climb Speed), которое мы обсуждали выше. Так что всегда, когда речь идет о Vy, следует обращать внимание на контекст. В данном случае мы говорим о вертикальной скорости при планировании или «скорости снижения» самолета.
ВОЗДУШНАЯ СКОРОСТЬ ПРИ МИНИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ СНИЖЕНИЯ (Minimum Rate of Descend Speed)
Планируя, самолет преодолевает сопротивление воздуха, т. е. совершает работу за счет накопленной потенциальной энергии. Выполняемая работа равна произведению его веса на высоту, которую он теряет в единицу времени. При минимальной скорости снижения эта работа будет минимальна, следовательно, на ее выполнение будет расходоваться минимальная мощность, а это имеет место лишь при полете на экономическом угле атаки и Vэк. «Итак, минимальную вертикальную скорость планирования получим, планируя с экономической скоростью горизонтального полета». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 169.)
Таким образом, мы выяснили, что:
Minimum Rate of Descend Speed = Vэк
Vэк = Vx = Speed for Maximum Endurance = Speed for Minimum Rate of Descend
Vнв = Vy= Speed for Maximum Range = Best Glide Speed (Vbg)
Ну, а кто не верит в это и хочет выловить таинственного «мэджика» самостоятельно – район поисков я обозначил! 🙂
Что такое вертикальная скорость и как ее рассчитать
Прикладные науки
Автор Vika На чтение 4 мин Просмотров 2.5к. Опубликовано 29.03.2023 Обновлено 29.03.2023
Физика полёта, или аэродинамика – это довольно полезная и интересная научная отрасль, знаниями из которой обладают немногие. Однако они необходимы для развития общего кругозора. В этой статье говорится о понятии «вертикальная скорость», способе её вычисления. Эта информация будет полезна не только тем, кто изучает науку, но и тем, кто хотя бы раз в жизни имел или будет иметь отношение к передвижению с помощью самолёта.
Вертикальная скорость подъема самолета
Данным определением в аэродинамике называется величина, обозначающая скорость, с которой железная птица поднимается вверх, по отношению к вертикальной оси (поверхности земли). Другими словами, это изменение высоты полёта за взятую единицу времени. Она является одной из частей, входящих в состав вертикальной составляющей движения любого летательного аппарата. Классическая мера измерения вертикальной скорости самолёта – метры в секунду. Необходимость существования понятия можно объяснить двумя фактами.
- 1) Данная величина необходима для измерения скороподъёмности самолёта в различных условиях как при взлёте так и при посадке, а также при увеличении высоты подъёма над землёй или высоты снижения.
- 2) Значение быстроты подъёма позволяет определить возможности и способности к манёврам при взлёте, к потенциальному управлению машиной.
Обязательным условием для появления вертикальной значения подъёма является наличие избытка мощности. Между увеличением высоты и избытка тяги существует обратная пропорциональная зависимость: чем больше высота полёта, тем меньше избыток. В какой-то момент он достигает крайней точки и становится равен нулю. А при его снижении значение вертикальной скорости вслед за избытком постепенно достигает нуля.
Важно! Отсюда можно сделать вывод, что начальная вертикальная скорость является наибольшей по сравнению с последующей.
Когда доходит достижение отметки нуля, самолёт больше не может двигаться вверх. В таком случае скорость приходит к теоретическому потолку. Таким термином обозначается максимальная высота, которой может достигнуть самолёт. Летательная машина выравнивается и начинает идти параллельно земле, то есть её полёт становится горизонтальным. Его траектория больше не может измениться.
Достижение теоретического потолка на практике требует затрат огромного количества топлива и времени. Поэтому самолёты и другие летательные аппараты редко стремятся к тому, чтобы прийти на максимально возможную величину подъёма.
Вертикальная скорость снижения: планирование
По своей сути такая характеристика является обратным процессом вышеописанного явления. Она зависит от угла снижения относительно горизонта и скорости, принятой на определённой траектории. Угол планирования (движения самолёта вниз) становится меньше при более развитых аэродинамических качеств аппарата.
Существует такое понятие, как дальность планирования – это расстояние которое необходимо пройти планеру за время спуска с высоты.
Также можно выявить, как ветер масса машины влияют на скорость снижения:
- если движение аппарата происходит против направления ветра, самолёт с большей массой будет меньше находиться в воздухе на спуске, его движение будет быстрее по сравнению с более лёгким;
- при отсутствии ветра самолёты с разной массой имеют схожую массу планирования, однако крупные сохраняет преимущества в быстроте времени движения;
- при движении по направлению ветра дольше двигается более лёгкий аппарат, так как он больше подвергается действию воздушного потока.
Относительно этих выводов можно сказать, что преимущество за собой сохраняют машины с большой массой.
Как рассчитать вертикальную скорость
Сложными вычислениями величин занимаются будущие профессиональные пилоты в специальных учреждениях подготовки. Этого требует специфика работы и приобретение навыка чувствования своей летающей машины. Чтобы в быту суметь вычислить примерное значение снижения можно воспользоваться алгоритмом:
- 1) среднюю массу самолёта умножить на два, затем да ускорение свободного падения (приближенно составляет 9,8) и угол наклона по отношению к земле;
- 2) получившееся число разделить на площадь поверхности крыла, умноженную на плотность материала изготовления;
- 3) из результата деления извлечь квадратный корень.
Значение скорости вертикально вверх рассчитывается по формуле: разность между возможной тягой и необходимой умножить на скорость полета, а затем разделить на среднюю массу самолёта, умноженную на 9,8.
Таким образом, аэродинамика – сложная область знаний. Но возможность понять её аспекты существует у каждого. Некоторые факты позволяют узнать основы возможности полета самолётов и управления ими.