14.4 Эксплуатация на пониженных режимах

До сих пор внимание концентрировалось на манёврах, которые требуют большой подъёмной силы и вызывают торможение, всвязи с чем возникает необходимость в создании большей величины тяги, для оптимального поддержания этих величин. Повышение величины тяги вызывает повышение удельного расхода топлива, что оказывает влияние на продолжительность полёта и результат выполнения задачи (миссии).

Для многих военных задач режим полёта содержит стадии круиза, поиска и захвата цели, участка сражении и патрулирования. Режимы круиза, поиска и захвата цели совершаются в полёте при поддержании минимального расхода топлива. Для упрощения предположим, что величина удельного расхода топлива (то есть отношение массы топлива к тяге нетто) постоянна в диапазоне дозвуковых скоростей полёта. При этом предположении расход топлива пропорционален тяге (или сопротивлению).

Условие минимального расхода топлива при постоянной высоте и скорости полета

Это условие соответствует максимальной продолжительности полёта при минимальном сопротивлении, которое определяется как:

,

(14.7)

где q - динамическое давление 0.5 · ρ · V ², а величины C_D0 и k определяются в разделе 14.2. Вес самолёта m · g установлен, пренебрегая здесь весом сожжённого топлива или выпущенного оружия, так как при подобном упрощении коэффициент подъёмной силы C_L, может быть заменён ( m · g / q · A ), где A - площадь крыла, а ( m · g / A ) – нагрузка на крыло (или величина перегрузки). Сопротивление тогда определяется как:

.

(14.8)

А минимальное динамическое давление будет определяться как:

.

(14.9)

Минимальный расход топлива на крейсерском режиме полета

Условие минимального расхода топлива при выполнении круиза аналогично требованию максимальной дальности полёта, рассмотренному в Теме 2 для гражданского авиалайнера. Напомним, там обсуждалась величина отношения VL / D, значение которой, для максимальной продолжительности полёта, должно быть наибольшим.

Упражнение 14.6

Новому самолету-истребителю может потребоваться летать с числом М=0.6. Найдите динамическое давление и высоту, которая даст минимум тяги. Затем определите тягу, требуемую от каждого двигателя. Массу самолета принять равной 15т.

(Ответ: 12.75 кПа, 5.6 км, 7.1 кН)

Упражнение 14.7

Покажите, что минимальное потребление топлива, чтобы покрыть заданную дистанцию на данной высоте выполняется в соответствии с условием, когда динамическое давление будет:

, (14.10)

Найдите оптимальную высоту и тягу, необходимую для нового самолета-истребителя с массой 15 тонн при М = 0.8.

(Ответ: 5.7 км, 8.1 кН)

14.5 Управляемый вектор тяги

Существует некая выгода от подачи потока струи в реактивное сопло, которое может изменить направление реактивной струи и тягу брутто. (Направление тяги нетто также изменяется, но направление входного импульса устанавливается в соответствии с первоначальным движением самолёта). Известно, что самолёт F-22 и все версии самолёта F-35 будут иметь управляемый вектор тяги. Некоторые Российские военные самолёты также имеют управляемый вектор тяги, а на самолёте «Harrier» это используется уже много лет.

Выгоды от использования вектора тяги различны. Она может использоваться для понижения скорости приземления, сокращения расстояния взлёта и уменьшения круиза, для торможения. В следующей теме мы непременно коснёмся этой проблемы, когда будут рассматриваться процессы отклонений реактивных самолётов, что является возможным при создании большой тяги, нормально направленной к направлению осуществления полёта, при низкой скорости полёта, но высокой плотности воздуха. Другими словами, этот процесс может использоваться для придания большей нормальной силы, когда крылья не способны осуществить больший лифт, а могут лишь использоваться для увеличения манёвренности на низких скоростях. Нормальная сила эквивалентна тяге брутто умноженной на синус угла отклонения и при высокой скорости полёта весьма малые отклонения реактивной струи от направления полёта создают большую нормальную силу. Это происходит потому, что с повышением скорости входной импульс больше зависит от тяги брутто, так что тяга брутто больше тяги нетто.

Неудобства и недостатки от использования управления вектора тяги проявляются в повышенном весе, сложности монтажа и большой стоимости регулируемого реактивного сопла. Но выше всего стоит проблема надёжности, особенно если вектор тяги используется вместо поверхностей управления, устанавливаемых на хвосте.

Резюме темы 14

Манёвры , используемые в режиме боя приводят к появлению больших перегрузок, необходимых для достижения увеличения подъёмной силы для совершения поворота. Эффект торможения увеличивается пропорционально квадрату коэффициента подъёмной силы.

Максимально достижимая величина скорости поворота определяется площадью крыла и динамическим давлением 0.5 · ρ · V ², но эффект сопротивления при этом, превысит величину тяги нетто от двигателей. В этом случае производят понижение скорости полёта или высоты во время проведения манёвра поворота. Максимальная величина скорости, позволяющая совершить манёвр поворота, которая может быть поддержана без потери скорости или высоты (когда тяга двигателя равна эффекту торможения) называется поддерживающей скоростью.

Большая часть военных действий происходит в диапазоне высот от уровня моря до высоты тропопаузы, при числе Маха ниже единицы. Также существует требование по выполнению полёта на крейсерском режиме, для которого характерны более высокие числа Маха. Спецификация самолёта требует увеличения величины отношения тяги к весу более 1.0 при использовании форсажной камеры и 0.66 без использования форсажной камеры. Требования к максимальной тяге опираются на данные таблицы 14.1.

Любое из условий, требующее высокой величины тяги, предполагает предварительное предписание пунктов (или точек) проекта любого двигателя, но должно быть учтено требование, по которому двигатель должен удовлетворительно работать во всех этих точках. Установившийся полёт для числа Маха М = 1.5 не требует наличия высокой величины тяги; в этом случае практический интерес заключается в условии нормальной работоспособности двигателя и произведении необходимой величины тяги на бесфорсажном режиме (то есть без использования форсажной камеры) для достижения режима «суперкруиза».

В Теме 15 будут представлены и исследованы характеристики военного двигателя. В Теме 16, будут рассмотрены различные этапы проектирования и утверждены важные пункты проекта, которые по ходу изложения материала, будут сравнены с расчётными данными.

В Упражнении 14.4 показано, что максимальная величина тяги достигается при перегрузке в 9g, когда при совершении манёвров на высоте уровня моря тяга двигателя превышала величину 84 кН. В то время как для Упражнения 14.5 величина тяги, необходимая для совершения полёта на режиме поиска и захвата цели, составляет ниже 7 кН; двигатель должен быть приспособлен к такому перепаду величин тяг, и совершать нормальные рабочие процессы на каждой величине при заданном режиме. В Теме 17, будет рассматриваться работа, совершаемая на нерасчётных режимах и при высоких величинах тяги двигателя, являющихся критическими для выполнения заданной миссии, а так же для низкой величины тяги, подобно той, что используется на режимах крейсерского полёта и режиме патрулирования, когда низкий расход топлива становится первостепенной задачей.

Таблица 14.1. Требуемые величины тяг нетто (в кН) для двигателя «NFA».

Высота	Критерий полёта	Перегрузка	Число Маха
			0.9	1.5	2.0
Тропопауза	Установившийся полёт	1 · g	8.0	26.0	44.3
	Разворот с креном	3 · g	35.8	39.3
Уровень моря	Установившийся полёт	1 · g	21.0
	Разворот с креном	5 · g	39.8
		9 · g	83.5
Примечание: Масса самолёта m = 15 тон Для тропопаузы: Ta = 216.7 K, Pa = 22.7 кПа; Для уровня моря: Ta = 288.2 K, Pa = 101 кПа.

Взлётная тяга, требуемая для самолёта с массой m = 18 тонн на высоте уровня моря:

Без форсажа	Отношение тяги к весу = 0.66	FN = 58.3 кН
С форсажом	Отношение тяги к весу = 1.00	FN = 88.3 кН

Тема 15

Двигатель для боевого самолета