2508

нять тягу двигателя и величину угла отклонения р уля высоты.

Рис. 2.11

А именно, для увеличения скорости необходимо ув е- личить тягу P и уменьшить . Для уменьшения V надо уменьшить P и увеличить .

2.5. Метод мощностей

Если на самолете установлены винтовые двигатели, характеристики которых задаются в виде зависимости мощности от скорости и высоты полета, то при опр еделении летно - технических характеристик самол ета удобнее применять метод мощностей.

Метод мощностей является видоизменением упр о- щенного метода тяг. Сопоставляемым параметром в этом методе служит мощность, потребная для выполн ения горизонтального установившегося полета и мо щность, развиваемая двигателями, т.е. располагаемая мощность.

В методе мощностей используются те же допущ е- ния, что и в методе тяг.

Мощность, потребная для выполнения горизонтал ьного установившегося полета, равна произведению п отребной для горизонтального полета силы тяги на скорость полета, т.е.

Nп гор = Pп гор V .

34

Таким образом, последовательность расчета по методу мощностей такая же, как и по упрощенному методу тяг, только вместо тяги, потребной для горизонтального п о- лета, определяют мощность, потребную для горизо нтального полета, и строят сетку потребных для гор изонтального полета мощностей, на которую затем нан осят сетку располагаемых мощностей.

2.6. Планирование самолета в однородной среде

Планированием называют снижение самолета по прямолинейной траектории с выключенным или раб о- тающим на малых оборотах двигателем. Будем ра ссматривать планирование самолета в небольшом инте рвале высот. В этом случае изменением плотности во здуха с высотой можно пренебречь. Двигатель будем считать в ы- ключенным.

На самолет при планировании действует рав нодействующая аэродинамическая сила R и вес самолета G (рис. 2.12). Условием установившегося планирования са -

Рис. 2.12

молета является равенство этих сил, т.е. условие

R = G

или

35

Из последнего равенства получаем следующее с оотношение для определения скорости планирования с амолета

Из рис. 2.12 следует, что дальность планирования ра вна:

Lпл = H ctg .

Из силового треугольника (рис. 2.12) получаем

где K - качество самолета. И, следовательно

Lпл = H K .

Из последнего равенства следует, что максимальная дальность планирования получается в режиме планир ования с максимальным качеством.

3. Дальность и продолжительность полета

3.1. Основные понятия и определения

Дальностью полета называется расстояние, измере н- ное по земной поверхности, которое самолет способен пролететь в данном направлении при израсходовании определенного количества топлива.

Продолжительностью полета самолета называется время, затраченное на полет при израсходовании опр еделенного количества топлива.

Дальность полета самолета включает в себя: расстояние по горизонтали, пройденное самол е-

том при наборе высоты. Это расстояние может быть найдено при расчете летно - технических характеристик

36

самолет по методу тяг или мощностей. Действительно, дальность полета самолета при наборе высоты равна:

но, значение интеграла в вышеприведенной формуле можно определить численно (графич ески).

расстояние по горизонтали, соответствующее о с- новному режиму полета самолета на дальность, так н а- зываемому крейсерскому режиму полета.

расстояние по горизонтали, которое проходит с а- молет при снижении (планировании) в конце полета.

Основная дальность полета самолета достигается на крейсерском режиме. Для современных самолетов дал ь-

снижение и посадку, то, очевидно, что на крейсе рском режиме полета может быть израсходована только часть

Всилу изменяющихся метеорологических условий

часто бывает невозможно выдержать полет точно в о д- ном направлении. Поэтому при оценки дальности п олета самолета пользуются двумя понятиями дальности: техн и- ческой и практической.

Технической дальностью называется расстояние по горизонтали, которое самолет проходит в спокойной а т- мосфере при условии израсходования всего распол агаемого запаса топлива, причем траектория полета л ежит в

37

которую величину, называемую аэронавигационным зап а- сом топлива. Это запас топлива предназначен для о бхода грозовых фронтов, преодоление встречного ветра и т.д.

При решении ряда задач кроме дальности и пр о- должительности полета необходимо бывает знать ра с- стояние, на которое самолет может удалиться от аэр о- дрома с последующим возвра том на него. Это расстояние носит название радиуса действия сам олета.

Очевидно, что особый интерес представляет опр еделение максимальной дальности полета, максимальной продолжительности полета и максимального радиуса де й- ствия самолета.

Определить дальность и продолжительность полета самолета на крейсерском режиме можно следующим о б- разом.

Пусть qr - часовой расход топлива. Тогда за время dt, измеренное в часах, расход топлива и изменение веса самолета составит

dGt = - dG = - qr dt .

G2 - вес самолета в конце крейсерского полета.

Если самолет летит со скоростью V м/с, то расстояние в километрах, которое он пролетит за время dt, измеренное в часах, очевидно составит

dL = 3,6 Vdt км .

Подставляя значение dt, получаем, что

dL 3,6 V dG qr

или

38

Из последнего равенства следует, что дальность полета равна

Часовой расход топлива самолета с ТРД равен qr = Сp P ,

где Сp - удельный расход топлива, представляющий с обой расход топлива в час на 1 кГ тяги;

P - тяга двигателя.

Следовательно, километровый расход топлива сам олета с ТРД равен

qкм Сp P .

3,6V

qr CpG ,

K

qкм CpG .

3,6VK

С учетом последних равенств формулы для определ ения продолжительности и дальности полета принимают вид:

T G2 K dG ,

G1 Cp G

39

Таким образом, чтобы определить продолжительность и дальность полета самолета с ТРД, не обходимо найти

G2.

Так как задачи определения дальности и продо лжительности полета решаются аналогично, то огран ичимся рассмотрением только задач определения дал ьности полета.

Задача о расчете дальности полета самолета с ТРД может решаться в различной постановке. Рассмо трим два

жим работы двигателей подлежит опред елению. Подвариантом этой задачи является определение т а-

кой скорости полета и такого режима работы двиг ателей, при которых на заданной высоте достигается на и- большая дальность полета. Эта скорос ть носит название наивыгоднейшей скорости полета.

Эта задача может быть решена по следующей схеме. Задаются рядом весов самолета в интервале от G2

до G1. Для каждого заданного веса самолета из усл овия горизонтального установившегося полета, которое имеет вид Y = G, определяют потребное для выполн ения горизонтального полета значение коэффициента подъемной силы Су по формуле

40

определяют соответствующие значения коэффициента л о- бового сопротивления самолета Сх , вычисляют качество самолета K = Су / Сx и находят потребные для в ыполнения горизонтального установившегося полета зн ачения силы тяги. Для всех полученных значений п отребной си-

удельные расходы топлива. Далее для всех заданны х

необходимо определить высоту полета, соответс твующую заданному режиму работы двигателей.

Подвариантом этой задачи является определение

41

для выполнения горизонтального полета значение коэ ф- фициента лобового сопротивления самолета, соо тветствующее заданному режиму работы двигателей, равно:

P( H , M )

Cx S 0,7pнM2 Cx ( H , M ) .

Таким образом, используя полученное соотношение мо ж- но построить графики Сx = Сx (H, M).

Из вышеприведенной формулы следует, что п отребное для выполнения горизонтального установивш егося полета значение коэффициента подъемной силы Су явля-

Су, используя которые, по поляре самолета можно найти

вычислить значения веса самолета. Для всех высот пол е- та по скоростным характе ристикам двигателей можно

быть, неизвестен и начальный вес с амолета G1.

Для определения начальной высоты полета на дал ь- ность строится график зависимости H = H (G). Аналогичный график также можно получить для случая под ъема самолета.

42