книги из ГПНТБ / Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник

(увеличением числа оборотов), что необходимо для сохранения ра­ венства Я д Р = Qr.n — const.

Увеличение высоты полета при Vt = const сопровождается бы­ стрым ростом ч и с л а М . Как следует из сопоставления двух форм записи скоростного напора:

На некоторой высоте полета, тем меньшей, чем больше задан­ ная скорость Vj, число М достигает критического значения. Атмо­ сферное давление, соответствующее такой высоте, определяется из формулы (15.8-1) при подстановке в нее М = М к р :

V2

11.2Мк 2 р

Зная давление, высоту можно найти по таблице или графикам МСА.

С дальнейшим увеличением высоты полета при той же индика­

в некотором небольшом интервале высот будет еще стимулировать

На больших высотах и при больших числах оборотов ротора удель­

Индикаторная скорость Vnmax, примерно совпадающая с наи­ выгоднейшей, с увеличением высоты полета изменяется, как и

450

на скорости, незначительно превышающей критическую, которая

увеличением высоты уменьшается значительно быстрее, чем величи­ на Cumin. Это объясняется следующими обстоятельствами. Во-пер­

452

ское качество и тяговооруженность самолета и чем меньше удель­ ная нагрузка, крыла.

§ 15.3. Часовой и километровый расходы топлива на форсажных режимах работы двигателя

Полет на сверхзвуковых скоростях и стратосферных высотах требует перевода двигателя на форсажные режимы работы. Для устойчивого горения в форсажной камере необходима определен­ ная (конечная) подача топлива. Поэтому при включении форсажа происходит ступенчатое увеличение тяги и удельного расхода топ­ лива. Плавное регулирование тяги между режимами «Максимал» и «Минимальный форсаж» не осуществляется. Правда, на некото­ рых двигателях предусмотрено включение форсажа при неполных оборотах ротора, но по расходу топлива работа двигателя на ре­ жимах, когда основной контур частично, задросселирован, а фор­ саж включен, явно невыгодна. От минимального до максимального форсажа обычно обеспечивается плавное регулирование тяги.

Форсирование тяги осуществляется за счет сжигания топлива за турбиной. Так как подвод тепла осуществляется к уже суще­ ственно нагретому и расширившемуся газу, то при переходе на фор­ сажные .режимы удельный расход топлива сильно увеличивается. Если на бесфорсажных режимах увеличение тяги сопровождается увеличением числа оборотов и степени повышения давления ком­ прессора, в связи с чем удельный расход уменьшается, то увели­ чение форсажной тяги происходит при неизменном числе оборотов. При этом возрастает относительная часть тяги, полученная за счет форсирования, и увеличивается удельный расход топлива. Правда, с увеличением скорости полета возрастает общая степень повыше­ ния давления в двигателе, что приводит к некоторому уменьшению удельного расхода топлива.

Часовой расход топлива на форсажных режимах практически определяется лобовым сопротивлением самолета. Чем выше сопро­ тивление Qr.m тем больше и равная ему тяга, потребная степень форсирования двигателя и удельный расход топлива. Большим зна­

453

тающих единицу, с увеличением высоты полета часовой расход возрастает. При числах М = 1,5-*-2,0 и более, наоборот, увеличение высоты полета сопровождается явным уменьшением лобового со­ противления, а следовательно, и часового расхода топлива.

Естественно, что при заданном числе М километровый расход топлива изменяется с высотой так же, как и часовой. Характерно, что на больших стратосферных высотах (15—16 км и более) уве­ личение лобового сопротивления с ростом числа М происходит

Q

§15.4. Влияние эксплуатационных условий на дальность

ипродолжительность полета

Характеристики дальности и продолжительности полета, указан­ ные в технической документации того или иного типа самолета, со­ ответствуют определенным эталонным условиям полета. Поскольку фактические условия могут существенно отличаться от эталонных, часто возникает необходимость в пересчете характеристик дально­ сти и продолжительности полета. Основными эксплуатационными факторами, влияющими на эти характеристики, являются: темпе­ ратура воздуха, ветер, изменения полетного веса и внешних форм самолета (за счет внешней подвески бомб и топливных баков, внешних повреждений и т. п.), отказ или преднамеренное выключе­ ние части двигателей, необходимость согласовывать движение са­ молета с другими самолетами (при групповом полете), временное

форсирование двигателей, дозаправка самолета в полете.

454

Влияние температуры воздуха на дальность и продолжитель­ ность полета удобно рассматривать при одинаковых значениях ба­ рометрической высоты (давления рн) и индикаторной (приборной)

У

Рис. 15.7. К определению путевой скорости

Последний же примерно пропорционален Ути. Поэтому действи­ тельное значение часового расхода топлива определяется в виде

а продолжительность полета обратно пропорционально УТн. Ки­ лометровый же расход топлива и дальность полета меняться не будут.

Ветер не влияет на аэродинамические и тяговые характеристи­ ки самолета, если воздушная скорость будет оставаться неизмен­ ной, такой же как в штиль. Естественно, что и часовой расход топ­ лива при этом будет постоянным. Километровый расход топлива

4 5 5

нри ветре измеряется отношением часового расхода к путевой ско­ рости W. Так как W=V+u (рис. 15.7, « — скорость ветра), то ве­ личина путевой скорости будет

Тогда километровый расход будет

где Ск . шт — километровый расход топлива в штиль.

Если ветер попутный или попутно-боковой, то угол ветра 9 0 т г

и cos«p>0, путевая скорость больше воздушной и километровый расход топлива уменьшается, а дальность полета увеличивается.

При встречном или встречно-боковом ветре <р>у - , cos ср<0, рас­

ход С к возрастает и дальность полета уменьшается.

Полетный вес самолета может изменяться в широких пределах. Если бы при этом аэродинамическое качество и удельный расход топлива не менялись, то часовой и километровый расходы были бы прямо пропорциональны весу (см. формулы 15.6 и 15.7). В действи­ тельности при увеличении полетного веса для обеспечения равен­

ства, что вызовет дополнительные увеличения часового и километ­ рового расходов топлива. При скорости, превышающей наивыгод­ нейшую, рост С у Г . п приводит к повышению аэродинамического ка­ чества, за счет чего влияние изменений полетного веса на Сл и Сн уменьшается.

Заметим,что нижняя часть дозвуковой поляры самолета, соот­ ветствующая малым значениям коэффициента су, проходит круто.

аэродинамического качества самолета и не вызывает существенно­ го повышения расходов Си и Ск .

456

При значениях си, близких к c y m i i R , коэффициенты су и сх изме­ няются примерно в равной степени. Поэтому на режимах полета, близких к наивыгоднейшему, изменения полетного веса мало ска­ зываются на величине аэродинамического качества и расходы топ­ лива С/1 и С к приблизительно пропорциональны полетному весу.

Влияние изменений полетного веса на расходы топлива Сд и С к усиливается на сверхзвуковых режимах полета, где поляры прохо­ дят значительно круче, и особенно на стратосферных высотах, где велики значения коэффициента с у г м . Существенное дополнительное увеличение С\ и С к здесь обусловлено тем, что в отличие от бес­ форсажных режимов при использовании форсирования двигателей увеличение тяги сопровождается существенным увеличением удель­ ного расхода топлива.

Необходимо также отметить, что увеличение веса приводит к существенному увеличению затрат топлива на разгон и подъем са­

молета, поскольку энергия Gl И +-^~), которую требуется сообщить

самолету для вывода его на нужный режим (Н, V), пропорциональ­ на полетному весу. За счет этого общие дальность и продолжитель­ ность полета сверхзвуковых самолетов при увеличении веса суще­ ственно сокращаются.

Аэродинамическое качество самолета при неизменных значениях Рн и Vi (числа М) может уменьшиться вследствие ухудшения его аэродинамической формы, обусловленного внешней подвеской до­ полнительных топливных баков, бомб, реактивных снарядов и т. п. При внешних подвесках аэродинамическое качество снижается глав­ ным образом за счет увеличения составляющей лобового сопротив­ ления Q0 , в связи с чем увеличивается коэффициент с у Н анв и опти­ мальные по расходам топлива режимы полета заметно смещаются в сторону меньших скоростей. Если весь полет протекает на около­ звуковых или сверхзвуковых режимах, то возможны случаи, когда наличие подвесных баков вообще не дает сколько-нибудь замет­ ного выигрыша в дальности: весь запас топлива, содержащийся в подвесных баках, пойдет на покрытие приращения километрового расхода, обусловленного увеличением лобового сопротивления. По­ этому работа топливной системы программируется так, чтобы топ­ ливо из подвесных баков вырабатывалось в начале полета. На­ чальный участок полета при этом целесообразно производить на до­ звуковой скорости. Если в дальнейшем полет должен протекать на сверхзвуковых режимах и получение большой дальности полета имеет принципиальное значение для выполнения задания, то пустые подвесные баки целесообразно сбросить. Сброс пустых подвесных баков может оказаться и экономически целесообразным: при ра­ циональной конструкции, удачном подборе материалов и хорошо налаженном производстве подвесной бак может стоить меньше, чем' топливо, необходимое для его доставки на аэродром.

Следует также иметь в виду, что снижение аэродинамического качества самолета может произойти из-за нарушения норм техни­ ческой эксплуатации. Вмятины на обшивке, небрежно подогнанные

457

лючки, нарушения герметизации самолета — это причины повыше­ ния часового и километрового расходов топлива.

Наконец, аэродинамическое качество самолета резко снижается при выпуске тормозных щитков. Воздушные тормоза должны при­ меняться в тех случаях, когда в этом есть необходимость. Но не­ прерывное пользование тормозами, например, для сохранения ме­ ста в строю при намеренно повышенном режиме работы двигателя совершенно недопустимо. Каждое необоснованное нажатие гашет­

Выключение части двигателей на самолетах с несколькими дви­ гателями в ряде случаев позволяет существенно увеличить даль­ ность и продолжительность полета, поскольку оставшиеся в работе двигатели при этом выводятся на режимы, близкие к максималь­ ному, и, следовательно, необходимая для полета тяга создается при меньшем значении удельного расхода топлива. Выигрыш в дально­ сти и продолжительности полета за счет указанного мероприятия будет тем больше, чем меньше обороты ротора, потребные для по­ лета на данном режиме при работе всех двигателей, т. е. чем ближе скорость к наивыгоднейшей и чем меньше высота полета. У земли при V=y„anB этот выигрыш может составлять 20—30%. С увеличе­

аэродинамического качества, обусловленное дополнительным со­

ком самолета с частью неработающих двигателей, оставшиеся в ра­ боте роторы двигателей будут выведены на максимальные обороты. Этот прием целесообразно применять в тех случаях, когда по ха­ рактеру задания полет должен выполняться на небольших высотах и скоростях. Максимальную практическую дальность полета таким путем повысить нельзя, так как она достигается на высотах, значи­ тельно превышающих потолок самолета с частью выключенных двигателей., Количественная оценка дальности и продолжительно­ сти полета при отказе или выключении части двигателей должна производиться для конкретных типов самолетов.

При полете в строю ведомый летчик должен все время согласо­ вывать движение своего самолета с движением самолета ведущего. Правильность положения своего самолета относительно ведущего летчик оценивает визуально, по зрительному восприятию изменений интервала и дистанции, т. е. по относительному перемещению само­ лета. Как и в любом случае чувственного восприятия окружающих явлений, здесь имеется определенный порог чувствительности. Уста­ новлено, что летчик начинает замечать относительное перемещение

458

ведущего самолета при угловой скорости примерно 0,2—0,3 град/с, что в зависимости от характера строя, соответствует разности ско­ ростей полета ведущего и ведомого ДУ~2 - н5 км/ч.

Отклонения по дистанции ведомый летчик обычно замечает, когда они достигают 5—10% начальной дистанции. Однако заме­ тить ошибку в дистанции и исправить ее не одно и то же. Обнару­ жив, например, отставание (увеличение дистанции), летчик начи­ нает перемещать РУД вперед. Тяга двигателя увеличивается не мгновенно, а самолет инертен. Поэтому после того как летчик об­ наружил отставание, дистанция продолжает увеличиваться и лишь спустя некоторое время начнет со­ кращаться. Очевидно, что время, не­ обходимое для исправления отстава­ ния, будет тем меньше, чем лучше приемистость двигателя и чем боль­ ше располагаемая продольная пере­ грузка.

продолжительности полета группы по сравнению с одиночным самолетом при прочих равных условиях. Из рис. 15.8 видно, что средняя амплитуда колебания дистанции пропорциональна поряд­ ковому номеру ведомого. Так, если для первого ведомого, равняю­ щегося непосредственно на ведущего, она составляет ДДь то для второго — Д Д 2 = : 2 Д Д 1 и т. д. Примерно такое же соотношение су­ ществует и между дополнительными расходами топлива. Дальность и продолжительность полета группы лимитирует крайний ведомый, находящийся в наиболее тяжелых условиях; по нему приходится рассчитывать дальность и продолжительность полета всей группы.

Так как набор высоты и снижение обычно производятся на одном из нескольких стандартных режимов, то в технической доку­ ментации серийных самолетов обычно приводятся характеристики дальности и продолжительности и суммарные расходы топлива на этих участках полета для различных групп (звено, эскадрилья), проверенные практикой. Кроме того, как показывают специальные исследования и практика групповых полетов, расчетный запас топ­ лива для горизонтального полета должен быть уменьшен на 3—4% на каждую связь в группе, а на сбор и роспуск группы рас ходуется от 3 до 5% полной заправки на каждую связь. Для уве­ личения дальности и продолжительности группового полета целе сообразно применять симметричные и приближенные к ним по­ строения. Так, при переходе от пеленга к клину число связей, по

459