Режимы полета самолета кратко
Обновлено: 05.07.2024
В установившемся горизонтальном полете тяга силовой установки должна уравновешивать лобовое сопротивление. Это значит, что в любом режиме полета, кроме Умакс, летчику необходимо задросселировать двигатель (уменьшить обороты коленчатого вала), то есть уменьшить мощность до такой степени, чтобы она сравнялась с потребной мощностью.
Если после уравновешивания самолета в одном из режимов установившегося горизонтального полета скорость по какой-либо причине изменится, то поведение самолета в большей степени будет зависеть от соотношения приращения потребной мощности и располагаемой мощности задросселированного двигателя Nдр.
Интервал первых режимов - это все скорости от Vмакс до Vэк, для которых производные мощности от скорости полета больше производной мощности задросселированного двигателя от скорости . Интервал вторых режимов - это все скорости от Vэк до Vмин, для которых
Это значит, что увеличение скорости горизонтального полета на первых режимах сопровождается уменьшением избытка мощности, а на вторых режимах - увеличением избытка мощности. Границей первых и вторых режимов горизонтального полета является экономическая скорость горизонтального полета, при которой устанавливается равенство
Полет самолета на первых режимах выполняется на малых углах атаки, когда крыло обтекается установившимся ламинарным воздушным потоком, самолет хорошо устойчив и управляем. Поэтому обычно пользуются первыми режимами.
Для установившегося горизонтального полета на некоторой скорости V1 в области первых режимов двигатель должен быть задросселирован до характеристики Мдр1. При случайном увеличении скорости горизонтального полета возникает отрицательный избыток мощности, самолет будет двигаться с торможением и вернется к исходной скорости. При уменьшении скорости избыток мощности будет направлен вперед и самолет также восстановит скорость исходного режима. Для сохранения скорости на первых режимах от летчика требуется одно - выдерживать горизонтальный полет при помощи руля высоты. Если летчику по условиям полета необходимо перейти на новую, большую скорость, в пределах первых режимов на той же высоте, то, сохраняя горизонтальный полет, он должен увеличить мощность двигателя, а для перехода на меньшую скорость горизонтального полета - уменьшить мощность силовой установки (уменьшить частоту вращения коленчатого вала).
Первые и вторые режимы и диапазоны скоростей горизонтального полета
Полет на вторых режимах горизонтального полета происходит на больших углах атаки и на скоростях горизонтального полета, меньших, чем экономическая скорость, что связано с ухудшением обтекания крыла и понижением эффективности рулей, и тем самым ухудшением устойчивости и управляемости самолета, особенно поперечной. Поэтому летать на вторых режимах не рекомендуется. К ним прибегают лишь при некоторых тренировочных полетах и при выполнении посадки.
Рассмотрим влияние изменения скорости на выполнение горизонтального полета на вторых режимах. Пусть самолет выполняет горизонтальный полет на скорости V2. С увеличением скорости возникает положительный избыток мощности, и если летчик не изменит режим работы двигателя и будет выдерживать горизонтальный полет, то увеличение скорости будет продолжаться, пока не наступит равновесие на новой скорости Vi, лежащей в области первых режимов. При случайном уменьшении скорости избыток лобового сопротивления над тягой вызывает торможение самолета до минимальной скорости (самолет может сорваться в штопор).
Таким образом, на вторых режимах выдерживание постоянства высоты полета не обеспечивает сохранение скорости.
При выполнении длительного полета на вторых режимах для восстановления исходной скорости летчику необходимо либо изменением режима работы двигателя (при увеличении скорости тягу необходимо уменьшить, а при уменьшении скорости - увеличить), либо изменением угла наклона траектории полета восстановить заданную скорость горизонтального полета. Во втором случае траектория полета будет не прямолинейной, а волнообразной.
В области вторых режимов для увеличения скорости горизонтального полета необходимо сначала увеличить мощность двигателя, а затем, когда скорость начнет возрастать, уменьшить ее. Для уменьшения скорости горизонтального полета следует несколько задросселировать двигатель (уменьшить частоту вращения коленчатого вала), чтобы скорость начала падать, после чего увеличить мощность до потребной.
То есть на вторых режимах горизонтального полета требуется двойное движение рычагом управления дроссельной заслонкой карбюратора.
Исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что допускать уменьшение скорости ниже экономической не следует.
Разность между скоростью VГП, которую летчик выдерживает в горизонтальном полете, и экономической скоростью называетсязапасом скорости DV:
Из сказанного ясно, что в летной практике запас скорости имеет большое значение. Имея достаточный запас скорости, летчик гарантирован от неожиданного попадания в интервал вторых режимов, следовательно, и от опасности потери скорости.
В установившемся горизонтальном полете тяга силовой установки должна уравновешивать лобовое сопротивление. Это значит, что в любом режиме полета, кроме Умакс, летчику необходимо задросселировать двигатель (уменьшить обороты коленчатого вала), то есть уменьшить мощность до такой степени, чтобы она сравнялась с потребной мощностью.
Если после уравновешивания самолета в одном из режимов установившегося горизонтального полета скорость по какой-либо причине изменится, то поведение самолета в большей степени будет зависеть от соотношения приращения потребной мощности и располагаемой мощности задросселированного двигателя Nдр.
Интервал первых режимов - это все скорости от Vмакс до Vэк, для которых производные мощности от скорости полета больше производной мощности задросселированного двигателя от скорости . Интервал вторых режимов - это все скорости от Vэк до Vмин, для которых
Это значит, что увеличение скорости горизонтального полета на первых режимах сопровождается уменьшением избытка мощности, а на вторых режимах - увеличением избытка мощности. Границей первых и вторых режимов горизонтального полета является экономическая скорость горизонтального полета, при которой устанавливается равенство
Полет самолета на первых режимах выполняется на малых углах атаки, когда крыло обтекается установившимся ламинарным воздушным потоком, самолет хорошо устойчив и управляем. Поэтому обычно пользуются первыми режимами.
Для установившегося горизонтального полета на некоторой скорости V1 в области первых режимов двигатель должен быть задросселирован до характеристики Мдр1. При случайном увеличении скорости горизонтального полета возникает отрицательный избыток мощности, самолет будет двигаться с торможением и вернется к исходной скорости. При уменьшении скорости избыток мощности будет направлен вперед и самолет также восстановит скорость исходного режима. Для сохранения скорости на первых режимах от летчика требуется одно - выдерживать горизонтальный полет при помощи руля высоты. Если летчику по условиям полета необходимо перейти на новую, большую скорость, в пределах первых режимов на той же высоте, то, сохраняя горизонтальный полет, он должен увеличить мощность двигателя, а для перехода на меньшую скорость горизонтального полета - уменьшить мощность силовой установки (уменьшить частоту вращения коленчатого вала).
Первые и вторые режимы и диапазоны скоростей горизонтального полета
Полет на вторых режимах горизонтального полета происходит на больших углах атаки и на скоростях горизонтального полета, меньших, чем экономическая скорость, что связано с ухудшением обтекания крыла и понижением эффективности рулей, и тем самым ухудшением устойчивости и управляемости самолета, особенно поперечной. Поэтому летать на вторых режимах не рекомендуется. К ним прибегают лишь при некоторых тренировочных полетах и при выполнении посадки.
Рассмотрим влияние изменения скорости на выполнение горизонтального полета на вторых режимах. Пусть самолет выполняет горизонтальный полет на скорости V2. С увеличением скорости возникает положительный избыток мощности, и если летчик не изменит режим работы двигателя и будет выдерживать горизонтальный полет, то увеличение скорости будет продолжаться, пока не наступит равновесие на новой скорости Vi, лежащей в области первых режимов. При случайном уменьшении скорости избыток лобового сопротивления над тягой вызывает торможение самолета до минимальной скорости (самолет может сорваться в штопор).
Таким образом, на вторых режимах выдерживание постоянства высоты полета не обеспечивает сохранение скорости.
При выполнении длительного полета на вторых режимах для восстановления исходной скорости летчику необходимо либо изменением режима работы двигателя (при увеличении скорости тягу необходимо уменьшить, а при уменьшении скорости - увеличить), либо изменением угла наклона траектории полета восстановить заданную скорость горизонтального полета. Во втором случае траектория полета будет не прямолинейной, а волнообразной.
В области вторых режимов для увеличения скорости горизонтального полета необходимо сначала увеличить мощность двигателя, а затем, когда скорость начнет возрастать, уменьшить ее. Для уменьшения скорости горизонтального полета следует несколько задросселировать двигатель (уменьшить частоту вращения коленчатого вала), чтобы скорость начала падать, после чего увеличить мощность до потребной.
То есть на вторых режимах горизонтального полета требуется двойное движение рычагом управления дроссельной заслонкой карбюратора.
Исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что допускать уменьшение скорости ниже экономической не следует.
Разность между скоростью VГП, которую летчик выдерживает в горизонтальном полете, и экономической скоростью называетсязапасом скорости DV:
Из сказанного ясно, что в летной практике запас скорости имеет большое значение. Имея достаточный запас скорости, летчик гарантирован от неожиданного попадания в интервал вторых режимов, следовательно, и от опасности потери скорости.
Динамика полета изучает взаимодействие самолета с потоком воздуха, рассматривая движение его центра масс как поступательное движение материальной точки. Все силы, действующие на самолет, условно считают приложенными в центре масс, а моменты уравновешенными отклонениями рулей.
Режимом горизонтального полетаназывается установившееся равномерное прямолинейное движение самолета на постоянной высоте. Горизонтальный полет основной эксплуатационный режим полета самолетов гражданской авиации:
V = сопst; H = сопst; θ = 0°.
Схема сил и уравнения горизонтального полета. Все силы, действующие на самолет, условно считают приложенными в центре масс (рис.1.1 ).
Рис. 1.1. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете
Подъемная сила Уа направлена перпендикулярно потоку воздуха вверх, сила лобового сопротивления Ха по потоку, сила тяги - Р по направлению полета, а сила веса G всегда вертикально вниз. Все эти силы лежат в плоскости симметрии самолета.
Для равновесия плоской системы сходящихся сил необходимо и достаточно, чтобы сумма проекций сил на каждую из осей координат была равна нулю.
Уа = 0 условие горизонтальности;
Ха = Р условие равномерности.
Потребная скорость это скорость, необходимая для выполнения режима горизонтального полета.
Формула потребной скорости горизонтального полёта
где Vпотр —потребная для горизонтального полета скорость, м/с;
G/S— удельная нагрузка на крыло, Н/м 2 ;
ρ— плотность воздуха, кг/м 3 .
Таким образом, потребная скорость зависит от удельной нагрузки на крыло G/S,
угла атаки а.
Увеличение угла атаки вызывает увеличениекоэффициента су и уменьшение потребной скорости горизонтального полета. Vпотр.
Любой скорости горизонтального полёта соответствует свой су и а
При горизонтальном полете на акр коэффициент су максимальный, поэтому потребная скорость минимальна (теоретически).
Практически полет на Vmin не допускается, так как может привести к потере скорости и сваливанию самолёта в штопор.
Потребная тягаРпотр — это тяга, необходимая для выполнения режима горизонтального полета (уравновешивания силы лобового сопротивления).
Формула потребной силы тяги: Рпотр = G/К,
где Рпотр — потребная сила тяги, Н;
G — вес самолета, Н;
К — аэродинамическое качество.
Из выражения следует, что потребная сила тяги зависит от веса самолета и егоаэродинамического качества. При полете на наивыгоднейшем угле атаки тяга, потребная длягоризонтального полета, минимальна, так как аэродинамическое качество максимально: Pmin = G/Kmax.
Потребная тяга, для скорости , на котором нет волнгового сопротивления, при неизменном угле атаки не зависит от высоты полёта(G и К от высоты не зависят)
Потребная мощность необходимая для выполнения режима горизонтального полета измеряется работой, которую совершает потребная сила тяги за 1 с:
Nпотр = A/t = ( Рпотр S )/t,
где Nпотр — потребная мощность,
Вт; Рпотр — потребная сила тяги, Н;
А — работа, Дж;
S — путь, пройденный самолетом в горизонтальном полете, м;
t - продолжительность полета, с.
или Nпотр = GV/К. но Р= G/K тогда Nпотр= PV
Характеристики горизонтального полета.
Кривые потребной и располагаемой силы тяги (Кривые Н. Е. Жуковского) (рис. 1.2). Кривая располагаемой силы тяги 1 представляет собой характеристику силовой установки для силы тяги, построенную для определенного режима работы двигателя. Она показывает, какую силу тяги способна создать силовая установка на данной высоте при тойили иной скорости полета.
Для построения кривой потребной тяги или потребной мощности необходимы следующие данные.:
- полётный вес самолёта;
- поляра самолёта (значения су и сх)
Кривая потребной силы тяги 2 показывает, какая сила тяги необходима (потребна) для выполнения горизонтального полёта наданной высоте с той или иной скоростью полета.
Разность между располагаемой и потребной силой тяги при данной скорости полета называется избытком силы тяги
ΔР=Ррасп - Рпотр.
В горизонтальном полете потребная сила тяги всегда равна лобовому сопротивлению самолета.
Поэтому при Ррасп= Рпотр (ΔР = 0) силы, действующие на самолет, взаимно уравновешены, и самолет выполняет режим горизонтального полета (точка Б).
Если при некоторой скорости полета Ррасп˃Рпотр (ΔР˃О), то равновесие сил нарушится (Точка А). Самолет при данной скорости и данном угле атаки будет набирать высоту. Если же удерживать самолет от набора высоты уменьшением угла атаки, то он будет увеличивать скорость полета. При некоторой скорости полета Ррасп 0 происходит или набор высоты (при сохранении угла атаки), или увеличение скорости полета (если самолет удерживается от набора высоты уменьшением угла атаки).
Первые и вторые режимы горизонтального полета
Для выполнения горизонтального полета с заданной скоростью и высотой пилот подбирает режим работы двигателя, чтобы располагаемая тяга ( или мощность ) была равна потребной тяге (мощности) при заданной массе и угле атаки:
Ррасп=Рпотр ; Nпотр = Nрасп.
На Рисунок6.6 приведены кривые потребных и располагаемых тяг при различных режимах работы двигателя, т. е.при различной степени дросселирования двигателя:
Р,Рпотр=f(Vпотр); Р2,Рпотр=f(Vпотр).
Из рисунка видно, что при одной и той же располагаемой тяге равенство Ррасп=Рпотр имеет место в точках 1 и 2 при некоторых скоростях V1 и V2 ( углах атаки α1 и α2). При этом V1 α2.
Рисунок 6.6 Первые и вторые режимы и диапазоны
скоростей горизонтального полета
При дальнейшем дросселировании двигателя кривая располагаемых тяг смещается вниз, точки 1 и 2 сближаются. При наивыгоднейшем угле атаки αнв, на скорости Vнв кривые располагаемых и потребных тяг касаются в одной точке. Эта точка делит весь диапазон скоростей горизонтального полета на области Ι ( первых режимов) и Ι Ι (вторых режимов).
Границей Ι и Ι Ι режимов полета для самолетов с ТРД является наивыгоднейшая скоростьVнв. Для самолетов с ПД границей Ι и Ι Ι режимов является экономическая скоростьV эк.
Полет на первых режимах отличается хорошей устойчивостью и управляемостью.
Полет на вторых режимах при одинаковых затратах тяги и мощности отличается недостаточной устойчивостью или неустойчивостью самолета. При переходе от одной скорости к другой от пилота требуется двойное управление двигателем, что усложняет пилотирование.
Кроме этого, из-за больших углов атаки возможен кратковременный срыв потока, ухудшение поперечной устойчивости, снижение эффективности элеронов, возможна потеря скорости.
Следовательно, при летной эксплуатации выход на ΙΙ режимы нежелателен. Горизонтальный установившийся полет рекомендуется выполнять в диапазоне Ι режимов.
Наивыгоднейшие режимы полета
Наивыгоднейшие режимы полета – это режимы наибольшей экономичности, на которых можно получить наименьшие расходы топлива на заданном режиме работы силовой установки.
В задачу аэродинамического расчета входит изучение двух важных характеристик ЛА – дальности и продолжительности полета.
Дальность полета. Под дальностью полета понимают расстояние, пролетаемое самолетом без заправки топливом от места вылета до места посадки вдоль маршрута полета, выраженное в километрах.
Рисунок 6.7 Траектория полета самолета на дальность
Продолжительность полета - время пребывания самолета в воздухе с момента вылета до момента посадки, в течение которого самолет может совершать полет без дополнительной дозаправки топливом.
Траектория полета самолета на дальность состоит из трех участков: набора высоты, горизонтального полета на заданной высоте и снижения с этой высоты (Рисунок 6.7).
Дальность и продолжительность полета определяются запасом топлива и режимом полета (высотой и скоростью).
Основными величинами, определяющими дальность и продолжительность, являются километровый и часовой расходы топлива.
Количество топлива, расходуемое за один час полета, называется часовым расходом. Измеряется часовой расход в килограммах на час полета – Сh, кг топл./ч или Сh литров/ч ( л/ч).
Количество топлива, расходуемое на один километр воздушного пути, называется километровым расходом топлива . Измеряется километровый расход в килограммах ( литрах) на километр пути – С к,кг/км (л/км).
Определение продолжительности горизонтального полета . Для самолетов с ТРД часовой расход определяется по формуле:
где Ch - часовой расход топлива, кг/ч;
Се - удельный расход топлива, кг/Нч;
Pсу - тяга силовой установки, Н.
Тяга , создаваемая силовой установкой в горизонтальном полетеPсу, равна тяге Рпотр и поэтому зависит от скорости полета ( угла атаки): Ррасп=Рпотр.
Продолжительность полета равна: Т=mТ / Ch или:
Т=mТ/ CеРпотр.
Здесь mТ - масса топлива,
Ch - часовой расход.
Так как Рпот=G / K, после подстановки получим формулу:
Т=( mTK) / (CеGсам ).
Из формулы следует, что продолжительность горизонтального полета зависит от:
- удельного расхода топлива,
- аэродинамического качества самолета.
Наибольшую продолжительность полета самолет с ТРД будет иметь при полете на наивыгоднейшей скорости Vнв, так как на αнв аэродинамическое качество максимально (Кmax), а потребная тяга минимальная (см. кривые Жуковского, Рисунок6.2).
Для самолета с поршневым двигателем (ПД) часовой расход определяется по формуле:
где Се- удельный расход топлива поршневого двигателя (ПД);
Ne - мощность ПД; - удельный вес топлива, г/см 3 .
Из формулы видно, что часовой расход топлива прямо пропорционален удельному расходу топлива и развиваемой мощности.
По кривым Жуковского (см. Рис 6.3) можно определить, что наименьшая потребная мощность соответствует экономическому углу атаки αэк и, соответственно, экономической скорости полета Vэк.
С поднятием на высоту потребная мощность и часовой расход будут зависеть в основном от удельного расхода топлива (Се). С поднятием на высоту Се уменьшается, поэтому часовой расход топлива также уменьшается.
Определение дальности горизонтального полета . Дальность полета представляет собой отношение массы топлива (заправки) к километровому расходу топлива:
L=mT / Ck ,
где Ck - километровый расход топлива. Это количество топлива, расходуемое на один километр воздушного пути.
Для самолетов с ТРД дальность полета определяется по формуле:
L= 3,6(mTK)/(CeGсам)V
Здесь 3,6- коэффициент перевода размерности из м/с в км/ч, К –аэродинамическое качество, Ce – -удельный расход топлива, Gсам – вес самолета, V –скорость полета.
Дальность и продолжительность полета связаны между собой соотношением: T=L / 3,6V. Поэтому километровый расход поршневого двигателя можно определить по формуле:
где Ne - эффективная мощность на валу двигателя;
Nп – потребная мощность горизонтального полёта;
- коэффициент полезного действия винта.
Анализ формулы показывает, что километровый расход топлива будет определяться в основном соотношением и величиной удельного расхода топлива Се. Величина при увеличении V полёта увеличивается (см. кривые Жуковского, Рисунок6.3).
Минимальное значение отношения = tg находится проведением касательной из начала координат к кривой Nпотр . Скорость полета, для которой ( ) min, соответствует наивыгоднейшей скорости полетаVнв.
Величина ( )min для всех высот остается неизменной, поэтому километровый расход топлива самолета с поршневым двигателем зависит в основном от удельного расхода топлива Се.
Влияние высоты, полетного веса и температуры наружного воздуха на дальность и продолжительность полета. Удельный расход Се до расчетной высоты полета (расчетной высоты двигателя) уменьшается, а выше ее – увеличивается. Поэтому наименьший километровый расход с поршневой силовой установкой будет вблизи расчетной высоты.
Следовательно, наибольшая дальность полета также будет вблизи расчетной высоты полета на наивыгоднейшей скорости.
Так как в горизонтальном полете а Рп=Рсу, то Сhнаходится по формуле:
где G - вес самолета, кг;
K - аэродинамическое качество самолета.
При увеличении полетного веса самолета отношение увеличивается, следовательно, увеличиваются часовой и километровый расходы топлива. Это ведет к уменьшению дальности и продолжительности полета.
Если полетный вес самолета увеличивают наружной подвеской грузов (подвесные топливные баки, бомбы и т. п.), дальность и продолжительность уменьшаются больше, так как увеличивается лобовое сопротивление самолета, а его аэродинамическое качество уменьшается.
Километровый расход топлива от температуры наружного воздуха практически не зависит, так как потребная тяга остается постоянной. Следовательно, и дальность полета остается постоянной.
При повышении температуры наружного воздуха удельный расход топлива и потребная мощность увеличиваются, следовательно, увеличивается часовой и километровый расходы топлива. Продолжительность и дальность полета уменьшаются.
Выводы: - Наивыгоднейшие режимы полета, влияющие на дальность и продолжительность полета, в первую очередь зависят от потребной скорости, которая выбирается в зависимости от задания на полет;
- Максимальная продолжительность полета и минимальный часовой расход могут быть получены на экономической скорости для самолетов с ПД и на наивыгоднейшей скорости для самолетов с ТРД.
- Максимальную дальность полета можно получить на наивыгоднейшей скорости полета для самолетов с ПД и на экономической скорости для самолетов с ТРД ;
- Дальность и продолжительность полета определяют экономическую эффективность самолета.
-Расходы топлива снижаются, а эффективность повышается при увеличении аэродинамического качества самолета, снижении удельного расхода топлива, а также за счет выбора оптимальных режимов полета, регулировки двигателей, бережного отношения к поверхностям летательного аппарата.
Первые и вторые режимы горизонтального полета
Для выполнения горизонтального полета с заданной скоростью и высотой пилот подбирает режим работы двигателя, чтобы располагаемая тяга ( или мощность ) была равна потребной тяге (мощности) при заданной массе и угле атаки:
Ррасп=Рпотр ; Nпотр = Nрасп.
На Рисунок6.6 приведены кривые потребных и располагаемых тяг при различных режимах работы двигателя, т. е.при различной степени дросселирования двигателя:
Р,Рпотр=f(Vпотр); Р2,Рпотр=f(Vпотр).
Из рисунка видно, что при одной и той же располагаемой тяге равенство Ррасп=Рпотр имеет место в точках 1 и 2 при некоторых скоростях V1 и V2 ( углах атаки α1 и α2). При этом V1 α2.
Рисунок 6.6 Первые и вторые режимы и диапазоны
скоростей горизонтального полета
При дальнейшем дросселировании двигателя кривая располагаемых тяг смещается вниз, точки 1 и 2 сближаются. При наивыгоднейшем угле атаки αнв, на скорости Vнв кривые располагаемых и потребных тяг касаются в одной точке. Эта точка делит весь диапазон скоростей горизонтального полета на области Ι ( первых режимов) и Ι Ι (вторых режимов).
Границей Ι и Ι Ι режимов полета для самолетов с ТРД является наивыгоднейшая скоростьVнв. Для самолетов с ПД границей Ι и Ι Ι режимов является экономическая скоростьV эк.
Полет на первых режимах отличается хорошей устойчивостью и управляемостью.
Полет на вторых режимах при одинаковых затратах тяги и мощности отличается недостаточной устойчивостью или неустойчивостью самолета. При переходе от одной скорости к другой от пилота требуется двойное управление двигателем, что усложняет пилотирование.
Кроме этого, из-за больших углов атаки возможен кратковременный срыв потока, ухудшение поперечной устойчивости, снижение эффективности элеронов, возможна потеря скорости.
Следовательно, при летной эксплуатации выход на ΙΙ режимы нежелателен. Горизонтальный установившийся полет рекомендуется выполнять в диапазоне Ι режимов.
Наивыгоднейшие режимы полета
Наивыгоднейшие режимы полета – это режимы наибольшей экономичности, на которых можно получить наименьшие расходы топлива на заданном режиме работы силовой установки.
В задачу аэродинамического расчета входит изучение двух важных характеристик ЛА – дальности и продолжительности полета.
Дальность полета. Под дальностью полета понимают расстояние, пролетаемое самолетом без заправки топливом от места вылета до места посадки вдоль маршрута полета, выраженное в километрах.
Рисунок 6.7 Траектория полета самолета на дальность
Продолжительность полета - время пребывания самолета в воздухе с момента вылета до момента посадки, в течение которого самолет может совершать полет без дополнительной дозаправки топливом.
Траектория полета самолета на дальность состоит из трех участков: набора высоты, горизонтального полета на заданной высоте и снижения с этой высоты (Рисунок 6.7).
Дальность и продолжительность полета определяются запасом топлива и режимом полета (высотой и скоростью).
Основными величинами, определяющими дальность и продолжительность, являются километровый и часовой расходы топлива.
Количество топлива, расходуемое за один час полета, называется часовым расходом. Измеряется часовой расход в килограммах на час полета – Сh, кг топл./ч или Сh литров/ч ( л/ч).
Количество топлива, расходуемое на один километр воздушного пути, называется километровым расходом топлива . Измеряется километровый расход в килограммах ( литрах) на километр пути – С к,кг/км (л/км).
Определение продолжительности горизонтального полета . Для самолетов с ТРД часовой расход определяется по формуле:
где Ch - часовой расход топлива, кг/ч;
Се - удельный расход топлива, кг/Нч;
Pсу - тяга силовой установки, Н.
Тяга , создаваемая силовой установкой в горизонтальном полетеPсу, равна тяге Рпотр и поэтому зависит от скорости полета ( угла атаки): Ррасп=Рпотр.
Продолжительность полета равна: Т=mТ / Ch или:
Т=mТ/ CеРпотр.
Здесь mТ - масса топлива,
Ch - часовой расход.
Так как Рпот=G / K, после подстановки получим формулу:
Т=( mTK) / (CеGсам ).
Из формулы следует, что продолжительность горизонтального полета зависит от:
- удельного расхода топлива,
- аэродинамического качества самолета.
Наибольшую продолжительность полета самолет с ТРД будет иметь при полете на наивыгоднейшей скорости Vнв, так как на αнв аэродинамическое качество максимально (Кmax), а потребная тяга минимальная (см. кривые Жуковского, Рисунок6.2).
Для самолета с поршневым двигателем (ПД) часовой расход определяется по формуле:
где Се- удельный расход топлива поршневого двигателя (ПД);
Ne - мощность ПД; - удельный вес топлива, г/см 3 .
Из формулы видно, что часовой расход топлива прямо пропорционален удельному расходу топлива и развиваемой мощности.
По кривым Жуковского (см. Рис 6.3) можно определить, что наименьшая потребная мощность соответствует экономическому углу атаки αэк и, соответственно, экономической скорости полета Vэк.
С поднятием на высоту потребная мощность и часовой расход будут зависеть в основном от удельного расхода топлива (Се). С поднятием на высоту Се уменьшается, поэтому часовой расход топлива также уменьшается.
Определение дальности горизонтального полета . Дальность полета представляет собой отношение массы топлива (заправки) к километровому расходу топлива:
L=mT / Ck ,
где Ck - километровый расход топлива. Это количество топлива, расходуемое на один километр воздушного пути.
Для самолетов с ТРД дальность полета определяется по формуле:
L= 3,6(mTK)/(CeGсам)V
Здесь 3,6- коэффициент перевода размерности из м/с в км/ч, К –аэродинамическое качество, Ce – -удельный расход топлива, Gсам – вес самолета, V –скорость полета.
Дальность и продолжительность полета связаны между собой соотношением: T=L / 3,6V. Поэтому километровый расход поршневого двигателя можно определить по формуле:
где Ne - эффективная мощность на валу двигателя;
Nп – потребная мощность горизонтального полёта;
- коэффициент полезного действия винта.
Анализ формулы показывает, что километровый расход топлива будет определяться в основном соотношением и величиной удельного расхода топлива Се. Величина при увеличении V полёта увеличивается (см. кривые Жуковского, Рисунок6.3).
Минимальное значение отношения = tg находится проведением касательной из начала координат к кривой Nпотр . Скорость полета, для которой ( ) min, соответствует наивыгоднейшей скорости полетаVнв.
Величина ( )min для всех высот остается неизменной, поэтому километровый расход топлива самолета с поршневым двигателем зависит в основном от удельного расхода топлива Се.
Влияние высоты, полетного веса и температуры наружного воздуха на дальность и продолжительность полета. Удельный расход Се до расчетной высоты полета (расчетной высоты двигателя) уменьшается, а выше ее – увеличивается. Поэтому наименьший километровый расход с поршневой силовой установкой будет вблизи расчетной высоты.
Следовательно, наибольшая дальность полета также будет вблизи расчетной высоты полета на наивыгоднейшей скорости.
Так как в горизонтальном полете а Рп=Рсу, то Сhнаходится по формуле:
где G - вес самолета, кг;
K - аэродинамическое качество самолета.
При увеличении полетного веса самолета отношение увеличивается, следовательно, увеличиваются часовой и километровый расходы топлива. Это ведет к уменьшению дальности и продолжительности полета.
Если полетный вес самолета увеличивают наружной подвеской грузов (подвесные топливные баки, бомбы и т. п.), дальность и продолжительность уменьшаются больше, так как увеличивается лобовое сопротивление самолета, а его аэродинамическое качество уменьшается.
Километровый расход топлива от температуры наружного воздуха практически не зависит, так как потребная тяга остается постоянной. Следовательно, и дальность полета остается постоянной.
При повышении температуры наружного воздуха удельный расход топлива и потребная мощность увеличиваются, следовательно, увеличивается часовой и километровый расходы топлива. Продолжительность и дальность полета уменьшаются.
Выводы: - Наивыгоднейшие режимы полета, влияющие на дальность и продолжительность полета, в первую очередь зависят от потребной скорости, которая выбирается в зависимости от задания на полет;
- Максимальная продолжительность полета и минимальный часовой расход могут быть получены на экономической скорости для самолетов с ПД и на наивыгоднейшей скорости для самолетов с ТРД.
- Максимальную дальность полета можно получить на наивыгоднейшей скорости полета для самолетов с ПД и на экономической скорости для самолетов с ТРД ;
- Дальность и продолжительность полета определяют экономическую эффективность самолета.
-Расходы топлива снижаются, а эффективность повышается при увеличении аэродинамического качества самолета, снижении удельного расхода топлива, а также за счет выбора оптимальных режимов полета, регулировки двигателей, бережного отношения к поверхностям летательного аппарата.
Читайте также: