Продолжительность и дальность полета

Под продолжительностью полета Т понимается время, выраженное в часах, в течение которого самолет может совершать полет без дополнительной заправки топливом. Продолжительность полета складывается из времени, затрачиваемого на взлет, набор заданной высоты полета (эшелона), горизонтальный полет, снижение и посадку.

Для определения продолжительности горизонтального полета должны быть известны масса запаса топлива для горизонтального полета mт и его часовой расход сh так как Т= mт/сh

Определение продолжительности горизонтального полета самолета с ТРД . Часовой расход топлива для данной силовой установки

сh = се Р_Су,

где сh — часовой расход топлива, кг/ч;

се - удельный расход топлива, кг/Н·ч;

Р_Су — тяга силовой установки, Н.

Тяга Р_Су создаваемая силовой установкой в горизонтальном полете, равна тяге Рпотр и поэтому зависит от скорости полета, поэтому часовой расход топлива и продолжительность полета Т вычисляются как:

сh = се Рпотр; Т= mт/(се Рпотр);

Но так как для горизонтального полета Рпотр =G/K, то после соответствующей подстановки получим формулу Т = (mтК)/(сеG), из которой следует, что продолжительность горизонтального полета реактивного самолета зависит от запаса топлива, его удельного расхода, веса самолета и его аэродинамического качества.

Наибольшую продолжительность полета реактивный самолет будет иметь при полете на наивыгоднейшей скорости, так как при наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество максимально

Определение продолжительности горизонтального полета поршневого самолета. Часовой расход топлива поршневого двигателя

Сh= се Ne

где се — удельный расход топлива, кг/Вт;

Nе — эффективная мощность двигателя, Вт.

Мощность силовой установки зависит от мощности, потребной для горизонтального полета

Nсу = Nпотр η

где η — к. п. д. винта.

Для определения часового расхода топлива и продолжительности горизонтального полета применяют следующие формулы

сh = се (Nпотр η); Т =( mт η) /(се Рпотр)

Продолжительность полета поршневого самолета зависит от запаса топлива, его удельного расхода и потребной для горизонтального полета мощности. Косвенно продолжительность полета поршневого самолета зависит и от массы самолета, так как Nпотр =(GV/К) = (mg/К).?

Наибольшую продолжительность полета самолет будет иметь на экономической скорости полета на экономическом угле атаки.

Дальность полета — это расстояние, выраженное в километрах, которое может пролететь самолет без заправки топливом. Дальность полета может быть определена как L = 3.6 ТV.

Для самолета с ТРД дальность полета определяется

L=3,6 V(mт К)/( се Gсамолёта)

Приведенные формулы отражают только принцип расчета

продолжительности и дальности горизонтального полета.

Набор высоты.

, Рис. 1.8. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты.

Режимом набора высоты называется установившееся равномерное прямолинейное движение самолета вверх по траектории, наклонной к горизонту (V = сопst; 0 < θ = сопst; V_у > 0).

Схема сил и уравнения движения. В режиме набора высоты силы, действующие на самолет, условно приложены в центре тяжести (центре масс) (рис. 1.8). Вектор силы веса G действует вертикально вниз и в скоростной системе координат имеет составляющие G1=Gcosθ и G2 = Gsinθ. Сила тяги Р условно направлена в сторону полета. Подъемная сила Yа перпендикулярна потоку; сила лобового сопротивления Х_а — по потоку.

Равномерное прямолинейное движение возможно только при равновесии системы сил. Для равновесия сил в наборе высоты необходимо и достаточно чтобы сумма проекций сил на каждую из осей скоростной системы координат была равна нулю.

Σ Fу = Yа- Gcosθ=0; Σ Fx = Р- Gsinθ - Xа =0; т.е. Yа= Gcosθ, Xа =Р- Gsinθ .

Рис. 1.9. Тяга и мощность при наборе высоты.

Скорость при наборе высоты определяется уравнением:

Vнаб = Vг.п.

При одинаковых углах атаки скорость при наборе высоты несколько меньше, чем в горизонтальном полете, так как соs θ <1.

Тяга в наборе высоты. В наборе сила тяги уравновешивает лобовое сопротивление самолета и составляющую силы веса Рнаб = Х_{а наб} + Gsinθ.

При выполнении режима набора высоты необходима дополнительная тяга для уравновешивания составляющей силы веса.

Рнаб = Рг.п. + Gsinθ .

Этот вывод подтверждает и анализ кривых потребной и располагаемой тяг (рис. 1.9, а), который свидетельствует о том, что при некоторой скорости полета возможно выполнение режима набора высоты, так как существует избыток тяги.

Мощность в наборе высоты измеряется работой силы тяги за 1 с, поэтому

Nнаб = Рг.п.V + ΔPV,

где Рг.п.V=Nг.п. — мощность, потребная для горизонтального полета; ΔPV = Δ N - избыток мощности.

При одинаковой скорости полета, мощность, необходимая для набора высоты больше, чем для горизонтального полета на величину избытка мощности.

Угол наклона траектории θ. Из формулы ΔР=Gsinθ видно, что угол наклона траектории зависит от избытка силы тяги и веса самолета

Анализ кривых потребной и располагаемой тяг (рис. 1.10, а) дает возможность определить, что ΔРmах создается при угле атаки близком к экономическому и поэтому максимальный угол наклона траектории θmax на αэк и Vэк

Угол наклона траектории при наборе высоты — важная характеристика маневренности самолета. Для самолетов ГА углы набора высоты не превышают 6-8˚

Максимальные скорости набора с увеличением угла наклона траектории уменьшаются. При увеличении угла наклона траектории максимальные скорости набора высоты уменьшаются.

Вертикальная скорость при наборе высоты — высота, набранная самолетом за 1 с.

Вертикальная скорость создается за счет избытка мощности, который определяет режим движения самолета. При увеличении высоты полета изменяется избыток мощности и поэтому изменяется вертикальная скорость (рис. 1.12).

Самолеты ГА могут выполнять набор высоты с вертикальными скоростями от 7—25 м/с (на малых высотах), до 3—10 м/с (на больших высотах).

Рис.1.10. Влияние θ режим набора высоты:

а - режим набора высоты при θ max;

б – влияние θ на Vmax при наборе высоты

Понятие о «потолке» самолета. Теоретический (статический) потолок — высота, на которой вертикальная скорость самолета стала бы равной нулю (см. рис. 1.11). Она представляет собой предел, к которому самолет, выполняя режим набора высоты, приближается, но достичь не может, так как вблизи потолка Vy → 0, следовательно, время набора высоты t → ∞

Практический (статический) потолок — высота, на которой вертикальная скорость самолета Vy = 0,5 м/с.

Рис.1.11. Зависимость вертикальной скорости от высоты.

Динамический потолок — высота, на которой кинетическая энергия самолета становится равной нулю. Он обычно выше статического. Дополнительная высота (динамическая добавка высоты) набирается за счет преобразования кинетической энергии самолета в

Скороподъемность самолета характеризуется временем набора заданной высоты. На величину вертикальной скорости, «потолка» и скороподъемности самолета большое влияние оказывают масса самолета, температура воздуха, возможность форсирования двигателей и другие факторы.

Поляра скоростей режима набора высоты представляет собой кривую, огибающую концы векторов Vнаб. Для удобства поляру переносят в прямоугольную систему координат с сеткой углов 0 (рис. 1.12, а). Каждая точка поляры соответствует определеному углу атаки.

С помощью поляры скоростей можно по известной скорости набора высоты определить углы атаки и углы глиссады, а также вертикальную скорость V_у и горизонтальную скорость V_х.

Рис. 1.12. Поляра скоростей при наборе высоты: а — пользование полярой; б — характерные точки на поляре скоростей и режимы набора высоты

На поляре скоростей характерными являются следующие точки (рис. 1.12, б):

1— пересечения поляры с осью абсцисс: θ = 0; Vy = 0, следовательно, ΔР = 0, ΔN = 0; V_х max - точка соответствует максимальной скорости горизонтального полета;

II — касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс. Vy mах, следовательно, ΔN max, что имеет место при αнв и Vнв. Это режим наибольшей скороподъемности;

III — касания поляры с прямой, проведенной из начала координат: θmах, следовательно, ΔPmах, что имеет место при αэк и Vэк . Это режим наибольшего наклона траектории.

При одном угле наклона траектории набор высоты может совершаться в различных режимах:

Первый режим (от Vmax до Vэк) — при увеличении угла атаки α угол наклона траектории увеличивается;

Второй режим (от Vэк до Vmin) — при увеличении угла атаки α угол набора уменьшается.

Набор высоты осуществляется преимущественно на первом режиме, так как прямая зависимость между α и θ делает простым управление траекторией; отклоняя штурвал на себя, пилот обеспечивает одновременное увеличение α и θ. При больших скоростях полета самолет имеет хорошую устойчивость и управляемость. Набор высоты на втором режиме существенно усложняет управление траекторией из-за обратной зависимости между α и θ. Полет происходит на больших углах атаки, малых скоростях, при пониженной эффективности рулей и плохой устойчивости самолета.

На режим набора высоты влияют следующие эксплуатационные факторы: тяговооруженность самолета, аэродинамическое качество К, потеря массы самолета в процессе полёта и метеорологические условия.

Уменьшение аэродинамического качества может происходить вследствие небрежного технического обслуживания, плохого ухода за обшивкой и остеклением или из-за обледенения самолета. При обледенении Рпотр возрастает дополнительно из-за увеличения массы самолета. Следовательно, необходимый для создания вертикальной скорости Vy избыток тяги при обледенении самолета резко уменьшается, так как ΔР = Ррасп — Рпотр.

Из метеорологических условий полета на режимы набора высоты наибольшее влияние оказывают давление и температура. Изменение этих параметров влияет не только на работу двигателей, но и на величину аэродинамических сил.