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

ся углом подъема или углом набора и обозначается ©. Сила веса G

раскладывается на два направления: по траектории полета дейст­ вует сила G sm 0, а в перпендикулярном направлении сила

G cos 0.

Набор высоты у турбовинтовых самолетов по сравнению с тур­ бореактивными происходит на сравнительно больших углах атаки порядка 4,5-:-5,5° и соответственно больших коэффициентах подъ­

время набора высоты, можно определить и углы набора, которые для турбовинтовых самолетов доходят до 6—8°.

Произведение избытка тяги АР на скорость набора высоты У Наб. представляет избыток мощности АN. Для определения скорости набора высоты турбовинтового самолета необходимо определить избыток мощности AN по кривым потребных и располагаемых мощ­ ностей Жуковского. Это делается следующим образом. Та как мак­ симальный избыток мощности AN представляет на графике наи­ больший вертикальный отрезок между располагаемой мощностью и потребной, его необходимо и определить (см. рис. 55). Для этого

•59

проводятся касательные линии к кривым располагаемой и потреб­ ной мощности так, чтобы тангенсы угла наклона были равны, т. е.

где A N , - приращение располагаемой мощности;

ANп — приращение потребной мощности; AV — приращение скорости.

Скорость в точках касания будет соответствовать максималь­ ному избытку мощности ЛА^макс.-Эта скорость и называется скоро­ стью набора высоты, соответствующей максимальной скороподъ­ емности.

Максимальный избыток мощности ANмаКс. получается при угле атаки, меньшем наивыгоднейшего угла атаки, при скорости полета несколько большей наивыгоднейшей скорости V наив. • Такая особен­ ность нахождения максимального избытка мощности определяется законом изменения располагаемой мощности турбовинтового само­ лета, складывающейся из мощности винта и мощности реактивной тяги.

Для современных турбовинтовых самолетов разность между • наивыгоднейшей скоростью и скоростью набора высоты составляет (40—80 км/час) . С подъемом на высоту разность между скоростью набора и наивыгоднейшей скоростью уменьшается, а на больших высотах полета 8—10 км скорость набора по прибору становится меньше наивыгоднейшей скорости и приближается к так называе­ мой практической минимальной скорости 'полета. Об этой скорости подробно будет сказано в следующей главе.

Анализ движения самолета и его режимов при наборе высоты удобно проводить по кривой, называемой полярой скоростей подъема. Поляра скоростей подъема есть кривая, построенная в полярных координатах, связывающая угол наклона траектории со скоростью полета в условиях заданной высоты (рис. 48). По поля­ ре определяются важнейшие летные свойства самолета. Проведя касательную к полярной кривой из полюса 0, в точке касания опре­

раллельную полярной оси, определим режим наиболее быстрого набора высоты с Vy макс.- Максимальная вертикальная скорость са­ молета имеет место при а < аНаив., т. е. при скорости ЕНаб. > Енаив. В точке пересечения поляры скоростей подъема с полярной осью получим значение максимальной скорости горизонтального полета.

Если из начала координат провести луч под некоторым углом 0, то он пересечет поляру скоростей подъема в двух точках, которые соответствуют двум разным углам атаки.

Это показывает, что полет с заданным углом подъема может происходить с двумя значениями скорости: с большей скоростью

60

(на малом угле атаки) и с малой скоростью (на большом угле атаки), В области больших скоростей с уменьшением скорости (увеличением угла атаки) угол подъема растет, а в области малых скоростей угол подъема уменьшается. При взятии штурвала на себя для увеличения угла атаки в первом случае самолет будет переходить на более крутой подъем, а во втором случае самолет бу­ дет переходить вначале на крутой подъем за счет перехода кине­ тической энергии в потенциальную, а далее по мере уменьшения скорости самолет перейдет на более пологий набор высоты. По этим соображениям для турбовинтовых самолетов, как и для пор­ шневых и турбореактивных, различают два режима полета: первый режим и второй. Первым режимом будет называться та область, где скорости больше минимальной практической скорости и с уве­ личением угла атаки растет угол подъема. Второй режим — эта область режимов, где скорости меньше минимальной практической, углы атаки большие и с увеличением угла атаки скороподъемность уменьшается и пилот не может сохранить заданную скорость тем, что будет штурвалом управления стремиться только выдерживать Еысоту полета.

Контроль режима наиболее крутого подъема пилот осуществ­ ляет по приборной скорости, при которой достигается максималь­ ный угол набора. Эту скорость независимо от изменения высоты по­ лета необходимо сохранять, так как она от высоты практически не зависит.

Для набора высоты с наибольшей скороподъемностью пилот должен контролировать режим набора высоты по приборной скоро­ сти Кнаб. 1 которая для турбовинтового самолета с увеличением вы­ соты на каждые 1000 м свыше высот 4000—5000 м уменьшается на 5—7 км/час. Таким образом, если пилот с подъемом на высоту бу­ дет уменьшать скорость по прибору на 5—7 км/час, то это будет соответствовать полету с истинными скоростями, при которых на­ блюдается максимальный избыток мощности ДЛ^макс.

Набор высоты на турбовинтовых самолетах, как и на турбореак­ тивных, производится на номинальном режиме работы двигателей, так как только при этом будет получена максимальная разность между располагаемой и потребной мощностями. При номинальном режиме работы двигателей удельный расход топлива будет близок к минимальному, ввиду чего расход топлива на набор высоты полу­ чается наименьшим. Уменьшение режима работы двигателей в на­ боре высоты приведет к увеличению удельного расхода топлива, уменьшению располагаемой мощности и скороподъемности само­ лета. Уменьшение скороподъемности приведет к увеличению вре­ мени набора высоты и даст увеличение расхода топлива за время набора высоты. Поэтому в целях уменьшения расхода топлива на набор высоты необходимо поддерживать номинальный режим ра­ боты двигателей. Максимальные значения вертикальных скоростей для турбовинтовых самолетов составляют 8—12 м/сек, а величина практических потолков 9000—11000 м.

61

§ 3. ИЗМЕНЕНИЕ ВЕРТИКАЛЬНОЙ СКОРОСТИ С ВЫСОТОЙ ДЛЯ НОРМАЛЬНОГО ПОЛЕТА, ДЛЯ СЛУЧАЯ ПОЛЕТА С ОДНИМ

ОТКАЗАВШИМ ДВИГАТЕЛЕМ И С ДВУМЯ ОТКАЗАВШИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

Изменение вертикальной скорости Vy (ее уменьшение) для турбовинтового самолета с набором высоты в пределах высот 4000 — 5000 м происходит незначительно, так как мощность двига­

уменьшается значительно, ввиду чего вертикальная скорость рез­ ко падает.

Н а п р и м е р , для самолета Ан-10 со взлетным весом 51 т

м/сек.

В случае отказа одного двигателя располагаемая мощность турбовинтового самолета уменьшается, но избытки мощностей обеспечивают вертикальные скорости 5—6 м/сек. При этом высота практического потолка уменьшается на 2000—3000 ц. Скорости набора высоты почти не меняются, так как избытки мощностей по­ лучаются при тех же скоростях, что и для самолета с четырьмя двигателями. Увеличение лобового сопротивления самолета для случая одного отказавшего двигателя (винт зафлюгирован) приво­ дит к незначительному увеличению потребной мощности.

Для случая полета с двумя отказавшими двигателями потреб­ ная мощность возрастает значительно, так как лобовое сопротивле-

62

Г л а в а V. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА

§1. МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ. ПОТРЕБНАЯ ТЯГА

Вполете с некоторым углом атаки а и скоростью V на турбо­ винтовой самолет действуют те же силы, что на поршневой и тур­

бореактивный самолеты, известные читателю из курса элементар­ ной теории полета (рис. 52).

6

Рис. 52. Силы, действующие на самолет в горизонтальном полете.

Удельная нагрузка для современных турбовинтовых самолетов составляет 400—500 кг/м2. Такие большие значения удельной нагрузки увеличивают теоретическую минимальную скорость поле­ та, соответствующую а кр. Она составляет 230—250 км/час и для самолетов со стреловидными крыльями доходит до 350 км/час.

Величину теоретической минимальной скорости подсчитывают по формуле:

где Сумакс, соответствует критическому углу атаки акр. Однако, практически на такой скорости летать нельзя, так как малейшая ошибка в пилотировании или попадание в восходящий поток воздуха может привести к сваливанию самолета.

Иногда предупредительными признаками при подходе к мини­ мально допустимой скорости является появление тряски самолета, иногда покачивание с крыла на крыло, уменьшение эффективности

64

органов управления и уменьшение усилий от них. Появление тряски является своеобразным сигналом для летчика. При этом скорость, соответствующая появлению этих признаков, больше минимальной и соответствует значению су допустимому, величина которого мень­ ше СуМакс. и зависит от числа М полета. Судоп. для каждого числа М полета соответствует, примерно, тому значению по кривой су = /(а) (рис. 27), где зависимость су от а становится нелинейной вследст­ вие местных срывов потока с крыла, вызывающих тряску самолета. Значения сУДОПт в зависимости от числа М полета для самолета определяются в процессе летных испытаний. Выход самолета на углы атаки, соответствующие судоп, может иметь место и при полете в «болтанку», так как попадание самолета в восходящие потоки сопровождается увеличением су.

Возможен выход самолета на критический режим и в тех слу­ чаях, когда режим полета из прямолинейного переходит в криво­

ного значения, а именно судоп.. Таким образом, величина судот определяет величину допустимых перегрузок. Летчик всегда должен помнить'особенно при полете на больших высотах, где перегрузка крайне ограничена, о максимально допустимых для данного самолета значениях перегрузки и внимательно пилотиро­ вать самолет, не допуская выхода его на режимы, при которых возможно сваливание.

Практическая минимальная скорость горизонтального полета значительно больше, чем теоретическая — на 12—18%. Такое уве­ личение минимальной скорости необходимо в интересах обеспече­ ния достаточной управляемости самолета. У самолетов с турбо­ винтовыми двигателями практической минимальной скоростью яв­ ляется скорость, средняя между экономической и наивыгоднейшей.

Тяга, потребная для совершения горизонтального полета, назы­ вается потребной тягой Рп.

На рис. 53 представлена зависимость потребной тяги от скоро­ сти полета. Когда скорости горизонтального полета большие, а углы атаки малые, потребные тяги большие. При наивыгоднеишем угле атаки потребные тяги достигают наименьшего значения и при малых скоростях полета (на больших углах атаки) потребные тяги опять возрастают.

Так как турбовинтовые самолеты имеют большое аэродинами­ ческое качество, то потребные тяги для полетных весов 50000 — 60000 кг составляют 4000—5000 кг.

Сжимаемость воздуха оказывает следующее влияние на кривую потребной тяги. Если с увеличением скорости полета появляется волновое сопротивление, увеличивающее все сопротивление само­ лета, то потребная тяга с некоторой скорости будет возрастать, т. е. появится отклонение кривой вверх от кривой потребной тяги без

волнового сопротивления. На рис. 53 видно, что увеличение потреб­ ной тяги начинается с достижения критической скорости поле­ та — V Kp.

Для турбовинтовых самолетов, летающих со скоростью 600— 700 км/час, доля волнового сопротивления составляет небольшую величину и кривая потребных тяг имеет незначительные отклоне­ ния от потребной тяги без учета сжимаемости.

Рис. 53. Кривая потребных тяг Жуковского. Пунктиром ^показано изменение потребной тяги в случае 'появления волнового сопротивления.

Если нанести на один график изменение располагаемой и по­ требной тяги, то можно определить диапазон скоростей, минималь­ ную скорость, максимальную и т. д. (рис. 54).

Пересечение кривых располагаемой и потребной тяги для номи­ нального режима будет соответствовать максимальной скорости горизонтального полета. Минимальная практическая скорость опре­ деляется так. Если уменьшать подачу топлива, то располагаемая тяга для пониженных режимов пройдет ниже и ее пересечение с кривой потребной тяги определит максимальную скорость, возмож­ ную для данного режима.

Постепенным дросселированием двигателей можно получить характеристику изменения располагаемой тяги при минимальной возможной подаче топлива для сохранения горизонтальности поле­ та. Как видно на рис. 54, кривая изменения располагаемой тяги при минимальной подаче топлива касается кривой потребной тяги на угле атаки между наивыгоднейшим углом и экономическим. Поэтому практической минимальной скоростью для турбовинтовых самолетов является скорость, средняя между экономической и наивыгоднейшей. Дальнейшее дросселирование двигателей умень­ шает располагаемую тягу, а потребные для полета с меньшими скоростями тяги возрастают. Поэтому для полета со скоростями меньше Кпрак. мин. >как видно из рисунка, необходимо увеличивать

66

подачу топлива, чтобы создать тягу, равную потребной. Точно так­ же для полета с наивыгоднейшей скоростью (V наив. ), где потребная тяга наименьшая, необходимо увеличивать подачу топлива, чтобы располагаемая тяга была равна минимальной потребной. Такая особенность определения минимальной практической скорости объясняется законом изменения тяги турбовинтового двигателя по скорости.

Прокт. диапазон скор.

горизонт, полета

Рис. 54. Кривые тяг Жуковского для самолета с ТВД.

Из рассмотренного можно сделать вывод, что полет с практиче­ ской минимальной скоростью требует наибольшего дросселирова­ ния двигателей, в результате чего часовой расход топлива будет наименьшим, а продолжительность наибольшей.

Покажем, что практическая минимальная скорость полета явля­ ется разделом двух режимов полета: первого и второго.

На рис. 54 видно, что при одной и той же располагаемой тяге двигателей Рр полет может происходить на двух режимах: на ма­ лой скорости с большим углом атаки ai и на большей скорости с меньшим углом атаки а2. При уменьшении режима двигателей, когда располагаемая тяга коснется кривой потребной тяги, гори­ зонтальный полет может происходить только на минимальной

67

практической скорости, которая и будет являться границей двух режимов горизонтального полета. Полет на первом режиме совершается на больших скоростях и, следовательно, на малых углах атаки. Он отличается хорошей устойчивостью и управляе­ мостью самолета.

Nn при Sпият и

Рис. 55. Кривые Жуковского для потребных и располагаемых мощностей самолета с ТВД.

На втором режиме тяга двигателей используется нерациональ­ но, так как для установившегося полета со скоростью меньшей, чем скорость наивыгоднейшая, тягу двигателей необходимо увеличи­ вать. Вследствие малых скоростей полета самолет на втором режи­

первого и второго режимов, то эту скорость следует считать для турбовинтовых самолетов наименьшей скоростью, которую летчик может использовать в полете.

Проведя касательную к.кривой потребной тяги параллельно оси Р, получим теоретическую минимальную скорость полета. Найдя

68