Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Аэродинамические силы при маневрировании » Силы при наборе высоты

Силы при наборе высоты

Forces in Climbs

С практической точки зрения, подъемная сила крыла на начальный этап стандартного набора высоты совпадает с подъемной силой создаваемой крылом в горизонтальном полете при одинаковой скорости полета. Хотя траектория полета изменилась, но, когда режим подъема установился, угол атаки крыла относительно наклоненной траектории фактически становится таким же, соответственно и подъемная сила также станет такой же как и при горизонтальном полете. Существует начальное мгновенное изменение подъемной силы как показано на рисунке 4-30. Во время перехода от горизонтального полета к набору высоты, происходит изменение в подъемной силе, как только руль высоты тянется на себя. Подъем носа самолета увеличивает УА и на мгновение увеличивает подъемную силу. В этот момент подъемная сила становится больше, чем вес самолета и он начинает подниматься. После того, как траектория установится как восходящая линия, УА и подъемная сила снова возвращаются приблизительно к тем же значениям что и при горизонтальном полете.

Рисунок 4-30. Изменения в подъемной силе во время входа в режим набора высоты.

Если подъем начался без изменения в регулировании тяги, скорость полета постепенно уменьшается, потому что тяги, необходимой для поддержания данной скорости в горизонтальном полете, недостаточно, чтобы поддержать ту же самую скорость полета при подъеме. Когда траектория полета становится восходящей, одна из составляющих силы тяжести самолета действует в том же направлении что и сила сопротивления, таким образом увеличивая общее сопротивление. Следовательно, полное сопротивление больше, чем тяга, что влечет уменьшение скорости полета. Сокращение скорости полета постепенно приводит к соответствующему уменьшению сопротивления, пока полное сопротивление (включая компонент силы тяжести, действующий параллельно силе сопротивления и в том же направлении), не сравняется с силой тяги. [Рисунок 4-31] Из-за инерции самолета изменение скорости происходит плавно и зависит от размера, веса, полного лобового сопротивления самолета и других факторов. Следовательно, полное сопротивление больше чем тяга и скорость полета уменьшается.

Рисунок 4-31. Изменения скорости во время входа в режим набора высоты.

Вообще, сила тяги, сопротивления, тяжести и подъемная сила снова уравновесятся, когда скорость полета стабилизируется, но с меньшим значением, чем в горизонтальном полете при том же самом режиме тяги. Так как сила тяжести самолета действует не только вниз, но и назад вместе с сопротивлением, во время подъема, то для поддержания той же скорости полета что и при горизонтальном полете необходима дополнительная тяга. Количество дополнительной тяги зависит от угла подъема. Когда подъем установлен достаточно крутой, и дополнительной тяги недостаточно, это приведет к падению скорости.

Тяга, требуемая для устойчивого подъема, равняется сопротивлению плюс часть веса, которая зависит от угла набора высоты. Например, подъем с углом 10° требует дополнительной тяги в размере 17% от веса самолета. Вертикальный подъем требует, чтобы тяга равнялась весу и всему сопротивлению. Поэтому, угол набора высоты для выполнения подъема зависит от количества дополнительной тяги, доступной, чтобы преодолеть дополнительное сопротивление состоящее из части веса самолета. Обратите внимание на то, что самолеты в состоянии осуществлять подъем за счет дополнительной тяги. Когда возможности создать дополнительную тягу нет, самолет больше не может набирать высоту. В этом момент самолет достиг своего «абсолютного потолка».

For all practical purposes, the wing’s lift in a steady state normal climb is the same as it is in a steady level flight at the same airspeed. Although the aircraft’s flightpath changed when the climb was established, the AOA of the wing with respect to the inclined flightpath reverts to practically the same values, as does the lift. There is an initial momentary change as shown in Figure 4-30. During the transition from straight-and-level flight to a climb, a change in lift occurs when back elevator pressure is first applied. Raising the aircraft’s nose increases the AOA and momentarily increases the lift. Lift at this moment is now greater than weight and starts the aircraft climbing. After the flightpath is stabilized on the upward incline, the AOA and lift again revert to about the level flight values.

Figure 4-30. Changes in lift during climb entry.

If the climb is entered with no change in power setting, the airspeed gradually diminishes because the thrust required to maintain a given airspeed in level flight is insufficient to maintain the same airspeed in a climb. When the flightpath is inclined upward, a component of the aircraft’s weight acts in the same direction as, and parallel to, the total drag of the aircraft, thereby increasing the total effective drag. Consequently, the total drag is greater than the power, and the airspeed decreases. The reduction in airspeed gradually results in a corresponding decrease in drag until the total drag (including the component of weight acting in the same direction) equals the thrust. [Figure 4-31] Due to momentum, the change in airspeed is gradual, varying considerably with differences in aircraft size, weight, total drag, and other factors. Consequently, the total drag is greater than the thrust, and the airspeed decreases.

Figure 4-31. Changes in speed during climb entry.

Generally, the forces of thrust and drag, and lift and weight, again become balanced when the airspeed stabilizes but at a value lower than in straight-and-level flight at the same power setting. Since the aircraft’s weight is acting not only downward but rearward with drag while in a climb, additional power is required to maintain the same airspeed as in level flight. The amount of power depends on the angle of climb. When the climb is established steep enough that there is insufficient power available, a slower speed results.

The thrust required for a stabilized climb equals drag plus a percentage of weight dependent on the angle of climb. For example, a 10° climb would require thrust to equal drag plus 17 percent of weight. To climb straight up would require thrust to equal all of weight and drag. Therefore, the angle of climb for climb performance is dependent on the amount of excess power available to overcome a portion of weight. Note that aircraft are able to sustain a climb due to excess thrust. When the excess thrust is gone, the aircraft is no longer able to climb. At this point, the aircraft has reached its “absolute ceiling.”


Система Orphus