книги из ГПНТБ / Лигум Т.И. Некоторые особенности аэродинамики турбовинтового самолета [учебное пособие]

Для высот, расположенных выше высоты ограничения . мощно­ сти, с ростом скорости мощность двигателя увеличивается, так как не происходит срезка подачи топлива в камеру сгорания (рис. 40).

Перейдем к определению располагаемой мощности турбовин­ тового самолета.

Та часть мощности, которая идет на перемещение самолета в воздушной среде со скоростью V, носит название полезной или рас­ полагаемой мощности N p. Располагаемая мощность может быть выражена через мощность Ме двигателя и коэффициент полезного действия винта ц по формуле:

Np =

Для самолета с турбовинтовыми двигателями располагаемая мощность подсчитывается как суммарная мощность двигателя на валу и мощность от реактивной тяги.

= Л7расп. винта реактив, тяги»

Г Д е /Vpacn винта—

Л /е — мощность на валу двигателя; г] — коэффициент полезного действия винта;

Подсчитав мощность двигательной установки турбовинтового двигателя для разных скоростей полета как сумму мощности дви­ гателя на валу и мощности от реактивной тяги и нанеся получен­ ные значения на график, мы получим полную характеристику рас­ полагаемой мощности (рис. 41). Как видно, график распола­ гаемой мощности турбовинтового самолета по скорости незначи­ тельно отличается от аналогичного графика поршневого самоле­ та. Однако наличие .мощности от реактивной тяги влияет на ха­ рактер протекания располагаемой мощности с турбовинтовыми двигателями. Располагаемая мощность турбовинтового самолета значительно отличается от располагаемой мощности самолета с турбореактивными двигателями (рис. 41). Вначале с ростом ско­ рости располагаемая мощность возрастает, так как к. п. д. винта увеличивается. При скорости, близкой к максимальной скорости горизонтального полета, располагаемая мощность достигает мак­ симального значения.

Далее, при скоростях полета 700—800 км/час, когда начинает падать к. п. д. винта, располагаемая мощность уменьшается, не­ смотря на то, что значение мощности от реактивной тяги продол­ жает с увеличением скорости полета возрастать. Это возрастание мощности реактивной тяги несколько сглаживает уменьшение рас­ полагаемой мощности за счет падения к. п. д. винта. Подбором винтов с хорошими значениями к. п. д.. на больших скоростях поле­

50

та можно затянуть падение располагаемой мощности до больших скоростей.

Изменение тяги по скорости -полета для винтов фиксированно­ го и изменяемого в полете шага показано на рис. 10. Работа винта турбовинтового двигателя на упоре минимального шага при малых подачах топлива и оборотах, меньших номинальных, аналогична работе винтов фиксированного шага. При этом с увеличением ско­ рости набегающего потока угол атаки винта уменьшается и разви­ ваемая винтом тяга падает. В зависимости от числа оборотов вин-

скорости будет увеличивать свое отрицательное значение.

Как видно, при минимальных подачах топлива тяга обращает­ ся в нуль уже при скоростях 50—70 км/час. Такую характеристи­ ку изменения тяги имеет винт турбовинтового двигателя после посадки самолета, когда винт снят с упора, а подача топлива уменьшена переводом сектора подачи топлива на земной малый газ.

При больших подачах топлива винт турбовинтового двигателя работает как винт изменяемого шага. С увеличением подачи топли­ ва возрастает мощность турбины, и регулятор числа оборотов уве­ личивает угол установки лопастей.

Для рассмотрения зависимости часового расхода топлива от скорости полета необходимо выяснить характер изменения удель­

51

ного расхода топлива. С увеличением скорости полета удельный расход падает, так как растут степень повышения давления * и ко­ личество проходящего через ТВД воздуха. Уменьшению удельно­ го расхода топлива способствует возрастание к. п. д. компрессора и турбины с увеличением степени повышения давления. Причем наи­ меньшее значение удельного расхода приходится в среднем на скорости полета 600—700 км/час, а далее удельный расход начи­ нает возрастать, так как падает значение к. п. д. винта и увеличи­ ваются затраты на получение одной лошадиной силы.

Применение воздушных винтов с повышенными значениями коэффициента полезного действия может несколько затянуть умень­ шение удельного расхода топлива и сдвинуть всю кривую более или менее эквидистантно вниз. И одновременно на большие ско­ рости. На рис. 42 представлено изменение удельного расхода топли­ ва Сn по скорости полета 1/, пунктиром показано возможное изме­ нение удельного расхода при повышенных к. п. д. винта. В частно­ сти возрастание удельного расхода топлива на больших скоро­ стях полета (свыше 900—1000 км/час) делает турбовинтовой дви­ гатель практически непригодным для больших скоростей полета.

Часовой расход топлива может быть получен как произведение удельного расхода на мощность:

Ввиду того что увеличение мощности, потребной для увеличе­ ния скорости полета, происходит гораздо значительнее, чем умень­ шение удельного расхода топлива, часовой расход с увеличением скорости возрастает. На рис. 42 представлено также изменение часового расхода топлива для турбовинтового двигателя.

§ 4. ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Зависимость мощности, реактивной тяги, удельного и часового расходов топлива турбовинтового двигателя от высоты полета на­ зываются высотными характеристиками.

С увеличением высоты полета падают температура окружающе­

может быть крейсерская скорость, скорость на номинальном ре­ жиме работы двигателей, на максимальном режиме. При умень­ шении этих скоростей изменяется значение максимальной мощно­

52

Реактивная тяга двигателя с увеличением высоты при постоян­ ной скорости также падает, так как весовой расход воздуха через двигатель уменьшается из-за уменьшения массовой плотности воздуха (рис. 43).

топлива по скорости полета. Пунктиром показано возмож­ ное изменение удельного расхода при повышенных к. п. д.

винта.

Рассмотрим изменение удельного расхода топлива. Удельный расход топлива См с увеличением высоты полета (при условии постоянства полета) уменьшается за счет одновременного увели-

Рис. 43. Изменение реактивной тяги, удельного и часового расхода топлива по высоте полета

чения степени повышения давления и степени подогрева в двига­ теле. Это происходит оттого, что с увеличением высоты полета уменьшается температура окружающего воздуха.

Часовой расход топлива, определяемый как произведение

53

Г л а в а IV. ВЗЛЕТ И НАБОР ВЫСОТЫ

§ 1. ЭТАПЫ ВЗЛЕТА ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА

Взлет самолета начинается с разбега, в процессе которого само­ лет разгоняется до скорости отрыва. Подъемная сила зависит от коэффициента подъемной силы су и скорости полета V.

V2

У = С у P-S —-—

2

Для создания больших значений су применяют отклонение за­ крылков во взлетное положение. Зная расчетное значение коэффи­ циента подъемной силы, легко определить скорость, при которой на-

Рис. 44. Изменение коэффициента подъемной силы от угла атаки для убранных и выпущенных закрылков.

63 — угол отклонения закрылков.

ступит равенство сил веса и подъемной силы и произойдет отрыв самолета.

Угол атаки при отрыве самолета должен быть значительно (на б—4°) меньше критического угла атаки при выпущенных во взлетное положение закрылках (рис. 44) и составляет 8—10°.

55

Неправильный выбор угла атаки при отрыве может затянуть разбег, либо, наоборот, привести к преждевременному отрыву от земли на недостаточной скорости.

Поэтому иногда в помощь пилоту для определения угла атаки при отрыве на приборной доске устанавливается специальный при­ бор для определения угла тангажа. Вспомним, что углом тангажа О называется угол между осью самолета и горизонтом. Покажем связь между углом тангажа Ф, углом установки крыла ф и углом атаки а (рис. 45). Отсчет углов производится против часовой стрелки. Угол атаки а может быть представлен как а = *0 + ф. Например, если угол атаки при отрыве составляет 7°, а угол уста­ новки крыла +1°, угол тангажа составит 6°.

а - угол атаки $ - угол тангажа

? -угол установки

Рис. 45. Определение угла тангажа.

С помощью прибора замера угла тангажа можно также точнее

позволяет определить соответствующий угол тангажа и контроли­

крылками составляют 1,6-ь 1,8. Для самолета Ил-18 скорость отры­ ва составляет 230 км!час. Сравнительно большое значение скоро­ сти отрыва самолета Ил-18 определяется большой удельной нагруз­

Энерговооруженность, т. е. отношение мощности двигателей к

56

весу самолета в момент взлета значительно влияет на взлетные характеристики самолета:

— N л. с.

где: G — полетный вес самолета;

крыло. При весе 61000 кг длина разбега составляет 1200 м. Время разбега определяется следующей формулой:

J._ ^отр.

^разбега —

Jср

где Уотр. — скорость отрыва самолета в м/сек; /Ср — среднее ускорение самолета при разбеге, м/сек2.

57

При скоростях отрыва 190—260 км/час (55—70 м/сек) и сред­ нем ускорении для турбовинтовых самолетов от 2,0 м/сек2 до 2,8 м/сек2, время разбега составляет 22—28 сек.

Вторым этапом взлета турбовинтового самолета является раз­ гон самолета с подъемом. Выдерживание, применяемое для разгона поршневых самолетов перед тем, как перевести самолет в набор высоты, для турбовинтовых самолетов не применяется. Большие энерговооруженности позволяют переводить самолёт сразу после отрыва от земли в набор высоты с одновременным разгоном само­ лета до скорости набора по наклонной траектории. Поэтому у тур-

Рис. 46. Диаграмма взлета турбовинтового самолета.

бовинтовых самолетов взлет состоит из двух этапов: разбега до скорости отрыва Vmp. и разгона до скорости набора Унаб. с одно­ временным подъемом (рис. 46). Для уменьшения лобового сопро­ тивления самолета в процессе разгона после отрыва самолета на высоте 5—10 м убирается шасси. Далее после преодоления препят­ ствий убираются закрылки.

При достижении высоты 25 м скорость турбовинтовых самоле­ тов примерно на 25—30% больше скорости отрыва Уотр.

Расстояние, проходимое самолетом от момента старта до набора высоты в 25 м, называется взлетной дистанцией. После достижения скорости набора Унаб. начинается установившийся набор высоты.

§ 2. НАБОР ВЫСОТЫ. ПОЛЯРА СКОРОСТЕЙ ПОДЪЕМА

На рис. 47 показаны силы, действующие на самолет в наборе высоты. Угол между горизонтом и направлением полета называет-

Рис. 47. Силы, действующие на самолет в наборе высоты.

58