3.7. Относительная масса топлива

При расчете массы топлива для полета на заданную дальность предполагается, что типовой полет совершается на высоте  = 500 м с крейсерской скоростью при [28, 33]:

, (3.49)

,

где  ‒ коэффициент, учитывающий 5%-ный навигационный запас топлива, расход топлива на переходных режимах, а также запас топлива на компенсацию возможных неточностей расчета, ≈ 1,12;  ‒ удельный расход топлива при работе двигателей вертолета на крейсерском режиме, кг/кВт·ч; ‑ коэффициент дросселирования двигателей на крейсерском режиме, = 0,68…0,81; ‑ относительная взлетная мощность двигателей . В расчетах принимают: = 0,72…0,765; ;

, (3.50)

здесь ‒ удельный расход топлива (табл. 3.10) на взлетном режиме вертолета; , , , ‒ коэффициенты, характеризующие изменение удельного расхода топлива в зависимости от высоты и скорости полета, температуры окружающего воздуха и степени дросселирования двигателя, соответственно:

.

Таблица 3.10

Удельные характеристики двигателей

Удельные характеристики	Двигатели
	первого и второго поколений	современные	перспективные
γДВ, кг/кВт	0,27…0,34	0,15…0,25	0,14…0,16
, кг/кВт·ч	0,38…0,49	0,3…0,35	0,28…0,32

Для турбовальных ГТД легких вертолетов удельный расход топлива может быть определен по формуле

. (3.51)

Принимая , зависимость (3.49) запишем в виде

. (3.52)

Для маломощных поршневых двигателей (ПД) вертолета удельный расход топлива может быть представлен зависимостью

. (3.53)

Относительная масса топлива может быть определена также по статистической формуле, рекомендуемой [76]:

, (3.54)

где и – относительные километровый и часовой расходы топлива ( ‒ учитывает затраты топлива непосредственно для горизонтального полета на крейсерском режиме на заданную дальность L, км; ‑ учитывает расход топлива на переходных режимах плюс 5%-ный навигационный запас).

Для легких вертолетов с двигателями ТВД или ГТД:

= (0,25…0,3)·10 ^‒3, = 0.06…0.08.

3.8. Относительная масса силовой установки

В соответствии с классификацией [52] относительную массу силовой установки вертолета представим в виде

, (3.55)

где ‑ относительные массы двигателей с их системами и вспомогательной силовой установкой (ВСУ), несущего и рулевого винтов и трансмиссии, соответственно.

3.8.1. Относительная масса двигателей с системами и всу

, (3.56)

где ‑ удельная масса двигателя, кг/кВт; ‑ коэффициент, учитывающий увеличение массы двигательной установки за счет систем: охлаждения, противопожарной, запуска, узлов крепления двигателей, масляных систем двигателей и главного редуктора, масла (кг/кВт); ‑ коэффициент, характеризующий увеличение массы силовой установки топливной системой (ТС); ‑ относительная масса ВСУ (вспомогательной силовой установки), = 0,005…0,008 [28].

Удельные массы ряда поршневых двигателей приведены в табл. 3.11 [9] (см. также табл. 3.10).

Таблица 3.11

Марка двигателя
	кг / л.с.	кг / кВт
ВАЗ 426	0,667	0,907
Lycoming Н10-360	0,7	0,952
Rotax 914F	0,53	0,721
Lom Praha M-332A	0,807	1,1
Lom Praha M-337	0,786	1,07
Hirt F-30	0,484	0,658
(См. также табл. П.6.1 Приложения 6)

Значения удельной массы турбовальных реактивных двигателей для легких вертолетов в зависимости от их взлетной мощности могут быть определены по формуле, полученной на основе анализа статистических данных:

. (3.57)

Бóльшие значения удельной массы соответствуют вертолетам с маломощными двигателями, а малые – вертолетам с относительно мощными двигателями.

Для приближенного определения масс отдельных агрегатов силовой установки (СУ) с ПД можно (для оценки коэффициентов и ) использовать следующие удельные массы агрегатов, отнесенные к номинальной мощности двигателя [47] (табл.3.12):

Таблица 3.12

Системы СУ	, кг/кВт
Рама двигателя с креплениями	0,034…0,047
вентилятор для охлаждения двигателя	0,030…0,041
капот двигателя и дефлекторы	0,027…0,041
система питания	0,058…0,084
система выхлопа и всасывания	0,020…0,034
масло- и бензопроводка	0,016…0,032
управление двигателем	0,011…0,016
система запуска	0,020…0,045

Для современных вертолетных турбовальных ГТД мощностью N  500…800 кВт:  0,2…0,24 кг/кВт; ≈ 0,04…0,05 кг/кВт [50];

= 0,07…0,09 ‑ для ТС с протектированными топливными баками; = 0,06…0,07 ‑ для топливной системы с применением гермоотсеков (кессонов); = 0,035...0,04 ‑ для гермоотсеков, масса которых обычно относится к массе планера [85].