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

Кмин, и Кмакс., мы получим теоретический диапазон скоростей само­ лета, а диапазон от практической минимальной скорости до макси­ мальной будет практическим диапазоном скоростей самолета.

Рассмотрение характеристик мощностей производится так же, как для потребных и располагаемых тяг.

Мощность, потребная для горизонтального полета, называется потребной мощностью. Кривая потребной мощности по скорости по своему характеру напоминает кривую потребной тяги. На рис. 55 показаны потребные и располагаемые мощности и определение мак­ симального избытка мощности.

§ 2. ДИАГРАММА ДИАПАЗОНА ИСТИННЫХ СКОРОСТЕЙ

ДЛЯ САМОЛЕТА С ТВД

Практическая минимальная скорость самолета с высотой рас­ тет по закону:

Причина возрастания заключается в том, что при уменьшении плотности воздуха необходимо увеличивать скорость для сохране­

Как видно из формулы, максимальная скорость зависит от трех величин: располагаемой мощности силовой установки Мрасп.» коэф­

69

фициента лобового сопротивления самолета сх и плотности воздуха

высоты, будет зависеть изменение максимальной скорости. В главе III было выяснено, что мощность турбовинтового двигателя до вы­ сот ограничения мощности 4000—5000 м сохраняется постоянной, а далее падает. Плотность воздуха р падает с увеличением высоты, а коэффициент лобового сопротивления самолета сх при этом незна­ чительно возрастает, так как самолет переходит постепенно на большие углы атаки. Поэтому вначале до высот, больших высоты

Рис. 57. Ограничение максимальной скорости полета по устойчивости на больших высотах и по условиям прочности на малых высотах.

силы, равной весу, требует такого увеличения су, что сх самолета начинает сильно возрастать за счет роста индуктивного сопротивле­ ния. Это замедляет рост максимальной скорости, а затем она начи­ нает уменьшаться и чем ближе к практическому потолку, тем зна­ чительнее (из-за значительного падения располагаемой мощности). Если на больших высотах наблюдается интенсивное влияние сжи­ маемости воздуха, то сх возрастает еще и за счет волногово сопротивления, а максимальная скорость уменьшается зна­ чительнее. Таким образом, максимальная скорость с подъемом на

70

высоту вначале возрастает, а затем уменьшается. Нами было рас* смотрено изменение максимальной скорости до высоты полета

Однако не всегда самолет может лететь горизонтально на номи­ нальном режиме силовой установки. Для турбовинтовых самолетов, как и для турбореактивных, максимальную скорость ограничивают из условий устойчивости и управляемости и из условий прочности.

Ограничение скорости из условия прочности вызвано тем, что самолет, без видимых следов деформации обшивки, срыва лючков и т. д., может выдерживать действие аэродинамических сил не; выше определенной величины. Например, для самолета Ил-18 до­ пустимый скоростной напор равен 1250 кг/м2, что определяет мак­ симальную допустимую приборную скорость в горизонтальном по­

т. е. перекрывается существующими ограничениями по скоростному напору.

На высоте 1 0 0 0 0 м допустимая из условия устойчивости скорость будет V = 0,65*300 м/сек = 195 м/сек = 702 км/час.

§3. ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА САМОЛЕТА

СТУРБОВИНТОВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

Схема полета самолета на дальность имеет вид, представленный на рис. 58.

Определим максимальную продолжительность полета. Для это­ го необходимо определить часовой расход, его минимальное значе­ ние и скорость полета, соответствующую наименьшему часовому расходу топлива — Усь мин.-

Рис. 58. Схема полета на дальность. Пунктиром показан возможный профиль полета по потолкам.

71

Зная удельный расход топлива, отнесенный к эквивалентной мощности турбовинтового двигателя — Суу, и эквивалентную мощ­ ность Ыэ, получим часовой расход топлива

Предположим, что удельный расход топлива с изменением ско­ рости полета остается без изменения. Тогда минимальный часовой, расход топлива Смин. получается при полете с минимальной прак­ тической скоростью на угле атаки несколько меньшим а Эк. с потреб­ ной мощностью, большей, чем для аэк. (см. рис. 55). Несмотря на то, что полет на практической минимальной скорости вызывает сильное дросселирование двигателей, ввиду чего возрастает удель­

Нлс 11

Vкм/час

Рис. 59. Определение скорости наименьшего часового и километрового расходов топлива.

ный расход топлива (рис. 39), часовой расход топлива будет при этой скорости наименьший. Это определяется характеристикой из­ менения располагаемой мощности турбовинтового самолета. Прак­ тические Vch мин. очень близка к наивыгоднейшей скорости 1 /наив. (рис. 59). С увеличением высоты полета удельный расход топли­ ва для турбовинтового двигателя, как это было показано в главе III, уменьшается из-за меньшего дросселирования.

Стало быть, при полете на больших высотах часовой расход топлива уменьшается, а продолжительность полета возрастает. На всех высотах полета для получения максимальной продолжитель­ ности необходимо выдерживать одну и ту же приборную скорость, соответствующую Усьмин. Для Н = 0. С увеличением высоты полета истинное значение скорости наименьшего часового расхода возра­ стает.

Для определения максимальной дальности полета необходимо

72

определить скорость, соответствующую минимальному километро­ вому расходу— Ус*МИн. Километровый расход топлива выражает­ ся следующим образом:

Если предположить, что удельный расход топлива Cn остается постоянным, то километровый расход будет зависеть от отношения

двигателей повышает удельный расход и километровый расход не будет минимальным. Наименьший километровый расход получает­ ся при большей скорости полета, где не требуется такого дроссели­ рования двигателей.

Для ТВД, у которого помимо мощности, снимаемой с вала двигателя, имеется добавочная мощность от реактивной тяги, для определения скорости наименьшего километрового расхода Ус* мин необходимо провести касательную из точки А (рис. 59). Как вид­ но из рисунка, скорость наименьшего километрового расхода боль­ ше наивыгоднейшей скорости Ус*мин. > Унаив. при Н = 0 . Практи­ чески Услгмии. больше наивыгоднейшей в 1,3—1,32 раза. Так, если

ставляет 450—465 км/час. С увеличением высоты полета за счет меньшего дросселирования удельный расход топлива падает, что

вой расход топлива составляет 2300 кг/час при УИРТ — 62°. При этом получается километровый расход 5,1 кг/км. Для полета с той же приборной скоростью на высоте Н = 8000 м, где истинная ско­ рость будет составлять 652 км/час, необходимо держать больший режим — УПРТ — 72°, что соответствует часовому расходу то­

плива практически с высотой составляет 18—20%, то уменьшение километрового расхода, благодаря росту истинной скорости поле­ та, составляет 70—80%.

Минимальный километровый расход топлива Ск М1Ш. с высотой может уменьшаться приблизительно в 2 —2 , 2 раза по сравнению

73

с расходом у земли. Дальность полета с высотой возрастает. Ско­ рость по прибору, соответствующая минимальному километровому расходу Усагмин., с увеличением высоты полета уменьшается в свя­ зи со снижением располагаемой мощности и к высоте практиче­ ского потолка приближается к наивыгоднейшей скорости полета и становится даже меньше. Рост лобового сопротивления, вызван­ ный влиянием сжимаемости, особенно заметен на больших высо­ тах (вблизи практического потолка), ввиду вынужденного пере­ хода на большие углы атаки и связанного с этим обострения вол-

Рис. 60. Изменение часового и километрового расходов топлива с высотой, для турбовинтового самолета с полетным весом 58 т.

нового кризиса. Кроме того, при этом сильно растет индуктивное сопротивление. Поэтому для уменьшения индуктивного сопроти­ вления уменьшают высоту полета ниже практического потолка на 700—1000 м. Эта высота называется наивыгоднейшей, так как километровые расходы вблизи нее будут наименьшими.

В случае полета на высотах, меньших наивыгоднейшей высоты, дальность полета при неизменной заправке топливом уменьшается из-за возрастания километрового расхода (рис. 61). Потолок само­ лета с уменьшением веса за счет выгорания топлива непрерывно увеличивается. Поэтому выгодно для увеличения дальности полета по мере выгорания топлива непрерывно повышать высоту полета и оставаться все время на высоте, меньшей высоты практического потолка для данного веса на 700—1000 м. Такой полет называет­ ся полетом по потолкам. При этом режим двигателей и истинная скорость полета (число М) не меняются, и пилот не препятствует самолету постепенно набирать высоту за счет выгорания топлива. Величина скороподъемности при этом составляет очень малую величину порядка 0 ,1 —0 , 1 2 м/сек.

При отказе одного двигателя дальность полета турбовинтового самолета с четырьмя двигателями незначительно изменяется, пото­ му что для поддержания режима горизонтального полета приходит­ ся увеличивать режим работающих двигателей, что, как известно, приводит к уменьшению удельного расхода топлива Су- В итоге километровый расход возрастает незначительно и дальность полета почти не меняется. Практически дальность полета на трех двига­

74

1

Г л а в а VI. СНИЖЕНИЕ И ПОСАДКА

§ 1. СНИЖЕНИЕ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА

Снижение турбовинтовых самолетов происходит обычно с рабо­ тающими двигателями, развивающими мощность 600—800 л. с. Это необходимо для того, чтобы скорость вертикального снижения со­ ставляла не более 5— 6 м/сек до высоты 4000—4500 м. Кабины

Рис. 62. Схема сил, действующих на самолет при снижении.

турбовинтовых самолетов выполняются герметичными и скорость изменения давления в кабине по медицинским требованиям не

должна превышать 0,18—0,20-----—----Ч что соответствует кабинсек.

ному снижению 2,5—3 м/сек. По достижении высоты 4000—4500 м в кабинах устанавливается стандартное давление 760 мм рт. ст. и скорость вертикального снижения может быть повышена. Даль­ ность снижения самолета с работающими двигателями значитель­ но возрастает. Снижение с больших высот порядка 8 —10 км начи­ нается за 160—200 км до пункта посадки и угол снижения состав­ ляет 3—4°. Схема сил, действующих на самолете при снижении, по­ казана на рис. 62.

7 6

Практически снижение на турбовинтовых самолетах выполняет­ ся со скоростью 480—510 км/час по прибору.

Большое качество современных турбовинтовых самолетов и ха­ рактерное для них снижение с работающими на режиме 0,2—0,3 Л7 двигателями обеспечивает небольшое значение углов 0 , а траек­ тория снижения получается пологой. Минимальный угол сниже­ ния получится при максимальном качестве, т. е. при снижении с наивыгоднейшей скоростью.

§ 2. СТАДИИ ПОСАДКИ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА

Заход турбовинтового самолета на посадку производится пообычной схеме, принятой также и для других самолетов. После третьего разворота снижается скорость и выпускается шасси.

Рис. 63. Траектория движения турбовинтового самолета при посадке.

После завершения выпуска шасси вновь снижается скорость и предварительно выпускаются закрылки на угол 15—20°. Такой выпуск закрылков повышает устойчивость самолета при полете на малых скоростях и уменьшает расстояние, с которого необхо­ димо заходить на посадку. Траекторию полета турбовинтового самолета после последнего разворота и выхода самолета на пря­ мую можно разбить на несколько этапов. Рассмотрим вкратце каждый этап в отдельности (рис. 63).

-После выполнения четвертого разворота, обычно на высотах 200—250 м, самолет снижается по глиссаде на посадку. При за­ ходе на посадку и во время посадки необходимо учитывать ха­ рактерную особенность турбовинтовых самолетов по сравнению с поршневыми — повышенную инертность. На планировании за­ крылки выпускаются на угол 30—40°, определяемый посадочным весом самолета, и продолжается снижение со все уменьшающей­ ся скоростью. Для того чтобы не получить отрицательную тягу на планировании при заходе на посадку, что может привести к резкому проваливанию самолета и приземлению до взлетно-поса дочной полосы, управление двигателями должно производиться

77

«следующим образом. Рычаг подачи топлива не должен перехо­ дить за проходную защелку, ограничивающую полетный малый газ. Помимо того что установка проходной защелки исключает появление отрицательной тяги на планировании, она не дает вин­ ту уменьшить обороты после достижения упора промежуточного угла и тем самым улучшает приемистость двигателя при уходе на второй круг. Если бы после достижения винтом упора проме­ жуточного угла начинали падать обороты из-за неправильной установки рычага подачи топлива, то в случае ухода на второй

y>Gcose ( Л

круг при даче газа было бы необходимо разогнать двигатель вна­ чале по оборотам. Только после этого началась бы загрузка вин­ тов и возрастание мощности двигателя.

На высоте 8 — 1 2 м режим двигателей уменьшается до полетного малого газа и начинается второй участок — выравнивание. Оно состоит в том, что самолет постепенно выводится из угла снижения.

На выравнивании самолет переходит от полета по наклонной траектории к полету по траектории, почти параллельной земле. Однако на турбовинтовых самолетах участок выравнивания сли­ вается с участком выдерживания и практически самолет после вы­ вода из угла снижения двигается по криволинейной траектории (рис. 64). После выравнивания, на выдерживании, пилот взятием штурвала «на себя» постепенно увеличивает угол атаки до посадоч­ ного, который обычно составляет 9—10°.

Когда скорость полета дойдет до значений посадочных скоро­ стей Кпос., наступает следующий участок — участок парашютиро­ вания, на котором происходит касание самолета колесами земли. Правда, на самолетах с передним колесом участок парашютиро­ вания выражен обычно нечетко. Само выдерживание выполняется с плавным приближением к земле до касания включительно. При нормальной посадке высота парашютирования не должна пре­ восходить 0 ,2 —0,5 м (рис. 65). Вначале касаются земли главные -колеса шасси, а переднее колесо находится в приподнятом положе­

78