В ГОРИЗОНТАЛЬНОМ ПОЛЕТЕ

23.1. РЕЖИМЫ ПОЛЕТА

Режимы полета определяются рядом независимых параметров, характеризующих движение аппарата в каждый момент времени и степень напряженности работы силовых установок. В общем случае полета этими параметрами являются: высота и скорость полета, курсовой угол, угол наклона траектории, креиа и скольжения, а также параметры, характеризующие работы силовых установок — тяга или мощность, частота вращения ротора двигателя, положе­ние рычага управлення двигателем (РУД), величина наддува При горизонтальном полете летательных аппаратов с ТРД ос­новными параметрами, характеризующими режим полеіа, являют­ся высота и скорость. Они однозначно определяют и режим работы силовой установки, т. е. тягу и частоту вращения ротора. Однако экипаж, кроме высоты и скорости полета, должен зпать и частоту вращения ротора двигателя. Это делается для облегчения контроля и выдерживания заданного режима полета. Кроме того, по значе­нию частоты вращения при заданных высоте и скорости полета можно судить и об изменении аэродинамических характеристик данного летательного аппарата. Действительно, представим себе два однотипных летательных аппарата, летящих на одной и той же высоте, с одинаковой полетной массой, с равными скоростями, но с различной частотой вращения роторов двигателей. Очевидно, это может быть в том случае, когда неодинаковы потребные тяги этих летательных аппаратов, что вызывается различием их лобового

— , р(т2

сопротивления. Последнее ВИДНО ИЗ формулы Р„=Хa=C.aS ~Y~ •

В этом случае неодинаковы будут и расходы топлива и, следова­тельно, разные дальности и продолжительности полета при одном и том же запасе топлива.

Инженерно-технический состав, получив сведения о том, что заданная частота вращения не соответствует фактической на дан­ном режиме полета, должен выяснить причину увеличения потреб­ной тяги летательного аппарата н принять необходимые меры. Обычно этими причинами являются: плохое состояние обшивки ле­тательного аппарата (деформации, загрязнения, выступания закле­пок, нарушение лакокрасочного покрытия), неплотное прилегание щитков н крышек люков н др.

Горизонтальный полет летательных аппаратов с турбовинто — выми двигателями, у которых программа регулировании осущест — вляется по закону n=const, также характеризуется двумя основны­ми параметрами — высотой и скоростью полета. Дополнительным (контрольным) параметром является положение РУД.

Для летательных аппаратов с поршневыми двигателями и вин­тами измеряемого шага (ВПШ) горизонтальный режим полета за­дается высотой, скоростью полета и частотой вращения ротора дви­гателя Но так как последний параметр не характеризует мощность двигателя с ВИЩ, то дополнительно задается значение наддува рк

На заданной высоте режимы горизонтального полета реактив­ных летательных аппаратов будут однозначно определяться значе­нием скорости полета В связи с этим и принято именовать режимы горизонтального полета по величине скорости. Основными из них являются.

режим максимальной скорости горизонтального полета Vm»x, который достигается при максимальной тяге (мощности) двига­телей;

режям полета, соответствующий номинальной тяге (мощности) силовых установок Уршм;

режим максимальной дальности полета, при котором достига­ется минимальный километровый расход топлива VcKmta;

режим максимальной продолжительности полета, при котором достигается минимальный часовой расход топлива Ус*т1л.

Кроме указанных основных режимов полета, в зависимости от конкретных условий и характера выполняемых задач широко ис­пользуются и другие (промежуточные) режимы.

современные летательные аппараты на максимальном режиме работы двигателей в горизонтальном полете и особенно при сниже­нии могут достигать таких значений скорости, при которых заметно ухудшаются устойчивость л управляемость, появляются большие перегрузки, вибрация и другие нежелательные явления в пилоти­ровании. В этих условиях полета не исключается возможность тя­желых летных происшествий. Поэтому для каждою типа летатель-

, При полете на малых и средних высотах в плотных слоях ат­мосферы ограничения по скорости обусловливаются прочностью конструкций летательных аппаратов при действии скоростного па­

ра может оказаться появление колебаний элементов конструкции типа «флаттер». Поэтому для указанных высот в качестве крите­риев ограничения скорости устанавливаются значения максимально допустимой приборной скорости Упртахдоп, что равносильно огра­ничению по скоростному напору.

При полетах на больших высотах в качестве критерия ограниче­

больших высотах полета различного рода аномальные явления в поведении летательного аппарата обычно связаны с появлением и последующим интенсивным развитием волнового кризиса на крыле, хвостовом оперении и фюзеляже. При этом ухудшается устойчи­вость п з правляемость летательного аппарата, уменьшается эффек­тивность действия рулей и элеронов. Могут также появиться и ав­токолебания.

При превышения максимально допустимых скоростей на неко­торых летательных аппаратах наблюдается самопроизвольное кре — нение при нейтральном положении ручки управления элеронами. Это явление в большей или меньшей степени присуще почти всем летательным аппаратам, имеющим стреловидные крылая. Причи­нами кренения летательного аппарата являются: жесткостная не­симметричность обводов профиля, различие в углах установки и стреловидности половин крыла, потеря эффективности элеронов Кренение может появиться как на больших приборных скоро­стях (на малых н средних высотах), так и на больших числах М (на больших высотах). На больших приборных скоростях, как известно, полеты производятся на малых углах атаки. В этом слу­чае картина распределения давлений по крылу такова, что центр давления смещается ближе к заданной кромке и, следовательно, создается момент, закручивающий крыло в сторону уменьшения угла атаки. При наличии стреловидности закручивание крыла уси­ливается. В случае жесткой несимметричности крыла менее жест­кая его половина закручивается больше, что вызывает разность углов атаки и, следовательно, подъемных сил.

Разность в жесткостях правой и левой половин крыла может быть как по производственным, так и по эксплуатационно-ремонт­ным причинам. К последним относятся: большие перегрузки в по­лете и грубые посадки, вызывающие деформацию силовых элемен­тов; длительность эксплуатации; небрежное выполнение техническо­го обслуживания и ремонта.

При полете на больших скоростях достигают больших значений отсасывающие силы, которые могут вызвать несимметричное откло­нение закрылков, щитков шасси, различных крышек люков и т. д. Это в свою очередь может стать причиной кренения летательного аппарата.

На больших высотах полета (больших числах М) кренение ле­тательных аппаратов происходит при значительно меньших прибор­ных скоростях. В этом случае, очевидно, различие в жесткости по­ловин крыла не является причиной кренения. Основную роль здесь играет несимметричное развитие сверхзвуковых зон на правой и левой частях крыла, что приводит к разности подъемных сил. Сме­щение при этом скачков уплотнения к задней кромке крыла вызы­вает потерю эффективности элеронов, что в свою очередь затрудня­ет устранение крена. Несимметричность развития волнового кризи­са на крыле объясняется нарушением обводов профиля крыла, деформацией обшивки, плохим состоянием лакокрасочного покры­тия, неправильной регулировкой элеронов и др.

Рис 231 Изменение углов набе гаиия потока правой и левой по­ловин крыла при скольжении са­молета

Рис 23 2 Изменение Сїа в зави­симости от числа М для различ­ных значений стреловидности кры­ла

%з — при отсутствии скольжений Х~ —X—Р — дли половины крыла с пень І1ІСЙ стреловидностью. Хі^Х+Р — ДІЯ половины крыла с большей страяовид «остью

-г.

Борьба с крененнем летательного аппарата ведется в основном по линии повышения жесткости крыла и установления более стро­гих допусков Однако при неправильной эксплуатации и небрежном техническом обслуживании кренение летательных аппаратов может появляться на скоростях, значительно меньших, чем Утах доп.

Иа летательных аппаратах со стреловидными крыльями в опре­деленном диапазоне чисел М может появиться также боковая не­устойчивость. Она состоит в том, что при отклонении рули направ­ления, например, вправо возникает крен влево, и наоборот. В связи с этим принято говорить об обратной реакции летательного аппа­рата по крену при отклонении руля направления.

Боковая неустойчивость вызывается следующими причинами. При отклонении руля направления появляется скольжение лета­тельного аппарата на крыло. Это приводит к изменению углов на­бегания потока правой и левой половины крыла, что равносильно изменению их стреловидности. Стреловидность половины крыла, иа которую летательный аппарат скользит, уменьшается, а противопо­ложной— увеличивается (рис. 23.1). Изменение стреловидности левой и правой половин крыла вызывает изменение СУп=[(М) (рис. 23.2).

При полетах на скоростях, соответствующих числам М<Мсср, будет иметь место прямая реакция по крену, а начиная с числа М=М0,1Р н выше будет явление обратной реакция по крену.

В целях обеспечения безопасности и экономичности полетов ре­жимы полетов на скоростях Ушах доп и близких к ним в гражданской авиации используются очень редко п главным образом в аварий­ных ситуациях, например при экстренном снижении в случае раз-

герметизации кабины на большой высоте, при выхо — де из зоны обледсиешн. для обхода грозовою фронта н т. п. Полеты на этих ско­ростях сопровождаются также большими километ­ровыми и часовыми расхо­дами топлива, что и; чи — тельио повышает себестои­мость перевозок. Кроме того, продолжительность работы двига­телей на максимальных режимах, как указывалось ранее, ограни­чивается по времени, что обусловливается соображениями обес­печения надежности их работы.

Горизонтальные полеты на номинальном режиме работы двига­телей тоже мало применяются как по соображениям экономичности, так и по соображениям надежности силовых установок. Километ­ровые и часовые расходы топлива иа этом режиме полета также велики, а силовые установки работают в напряженных условиях. Последнее является причиной ограничения продолжительности ра­боты двигателей на номинальном режиме. Наиболее широкое при­менение находит область крейсерских режимов, на которых про­должительность работы двигателей не ограничивается и обеспечи­вается наиболее высокая безопасность и экономичность полетов.

Для сверхзвуковых летательных аппаратов также установлены ограничения предельно допустимые приборная скорость н число М Однако эти ограничения существенно отличаются от рассмотрен­ных выше, что объясняется особенностями конструкции и различ­ным характером протекания кривых Жуковского для дозвуковых и сверхзвуковых летательных аппаратов (рис. 23.3). Для дозвуковых летательных аппаратов характерно непрерывное и довольно интен­сивное уменьшение избытков тяг по мере приближения скорости к максимальной. Для сверхзвуковых — наоборот, в большом диапа­зоне изменения скоростей полета (чисел М) избытки тяг не только не уменьшаются, а даже возможно их увеличение. Этим обусловле­ны более высокие характеристики разгона и возможности получе­ния значительно больших скоростей полета сверхзвуковых лета­тельных аппаратов в сравнении с дозвуковыми.

Полеты на сверхзвуковых скоростях сопровождаются аэроди­намическим нагревом летательного аппарата. При этом величина нагрева поверхности летательного аппарата пропорциональна квад­рату скорости или числа М. При достижении некоторого значения числа М нагрев летательного аппарата может достичь такой вели­чины, при которой заметно снизится прочность деталей конструк­ции, чрезмерно повысится температура воздуха в кабинах, возмож­но нарушение других систем, не исключается помпаж компрессора. Таким образом, для сверхзвуковых летательных аппаратов ско­рость полета может ограничиваться величиной нагрева с учетом особенностей конструкции применяемых материалов. Для всех вы — 336

сот полета із стратосфере (от 11 до 20 км), где температура наруж­ною воздуха неизменна, устанавливается постоянная величина предельно допустимого числа М. На высотах ниже 11 км скорость полета ограничивается предельным значением приборной скорости.

23 3. ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА РАСХОД ТОПЛИВА В ПОЛЕТЕ

Влияние скорости полета. Часовой Сh и километровый С„ расхо­ды топлива выражаются зависимостями.

где /пт — количество топлива, израсходованного в горизонтальном полете, кг; t — время горизонтального полета, ч, 1 —путь, км, который пролетает летательный аппарат за время 1, V — ско­рость полета, м/с; Суя —удельный расход топлива кг/(Н-ч), Р — тяга двигателя, Н.

В установившемся полете тяга двигателя равняется потребной тяге, т. е. Р = Р,„ следовательно,

(23.2)

Таким образом, часовой расход топлива зависит от величины потребной тяги и удельного расхода топлива. Зависимость потреб­ной тяги от скорости полета определяется кривой Н. Е. Жуковского (рис. 23.4). На этом же рисунке пунктиром представлена зави­симость

Удельный расход топлива находится в сложной зависи­мости от скорости полета. Как известно, при u=const с увеличе­нием скорости Суд возрастает, так как уменьшается удельная тяга двигателя. Но для увеличения скорости горизонтального по та не-

обходимо увеличивать тягу путем уве­личения частоты вращения ротора двигателя. Последнее. приводит к уменьшению Суд (рис. 23.5), а в итоге Суд по скорости изменяется мало Если сопоставить степень измене­ния Ри и Су;( при изменении скорости полета, то окажется, что Яп изменяет­ся значительно больше. Поэтому и кривая часового расхода Ch—f[V) имеет зависимость от скорости поле­та, близкую к кривой потребной тяги (см. рис. 23.4) Минимальное значение Слпип соответствует минимальной по­требной тяге. Продолжительность по­лета на этом режиме будет максимальной. С увеличением скоро­сти полета увеличивается часовой расход топлива и, следователь­но, уменьшается продолжительность полета. При полете на 17пш: продолжительность полета уменьшается в 2—2,5 раза по сравне­нию С режимом Vchmin-

Минимальный километровый расход топлива Сь-mm, очевидно,

1 б, гРп _

а это соответствует точке касания пря-

мой, проведенной нз начала координат к кривой Cn~f(V). Даль­ность полета на l/ckmm максимальна. При увеличении или умень­шении скорости полета от Еектш километровый расход топлива будет увеличиваться, а следовательно, дальность полета будет уменьшаться. При полете на дальность полета уменьшается в 1,5—2 раза по сравнению с режимом KcKmm.

При полете на сверхзвуковых скоростях Ск значительно повы­шается, так как выход на числа М> 1 осуществляется на форсаже. В тропосфере увеличение Суд начинается на критических скоростях при М«1. В результате быстрого роста лобового сопротивления при увеличении скорости кривая Ск круто возрастает (рис. 23.6). Например для h=11 км Ск на числе М=2 примерно в 4 раза боль­ше, чем на дозвуковых скоростях. На еще больших скоростях (чи­слах М) полета наклон кривой Ск быстро уменьшается, что объ­ясняется характером изменения потребной тяги (см. рис. 23.3, б).

Влияние высоты полета. Изменение высоты полета оказывает существенное влияние на часовой и километровый расходы топли­ва. С подъемом на высоту до h= 11 км Суд уменьшается (рис. 23.7), т. е. экономичность двигателя повышается. Это объясняется глав­

постоянной потребную тягу двигателя. С подъемом на высоту тяга уменьшается, и для поддержания ее постоянной надо открывать дроссельный кран и увеличивать частоту вращения ротора двнга теля (повышать режим его работы). При этом Сіз уменьшается (рис. 23.8). Таким образом, с подъемом на высоту Суд уменьшается как за счет понижения температуры окружающего воздуха, так и за счет повышения режима работы двигателя. Уменьшение Суд с подъемом на высоту вызывает уменьшение часового н километро­вого расходов топлива Дальность полста, кроме того, увеличива­ется с подъемом на высоту вследствие увеличения истинной ско рости.

Большое влияние оказывает высота полета на расход топлива сверхзвуковых летательных аппаратов Это объясняется тем, что с увеличением высоты и скорости полета наклон кривых Жуковского делается более пологим (рис. 23.9). А из формулы (232) видно, в какой мере это сказывается на километровом расходе топлива (рнс. 23.10). С,; достигает минимального значения на предельно допустимой скорости по числу М.

Влияние массы летательного аппарата. Изменение массы лета­тельного аппарата также оказывает существенное влияние на Сі, и Как известно, с увеличением полетной массы возрастает ско­рость полета, что следует из формулы

а это значит, что увеличивается потребная тяга С увеличением мас­сы можно летать и на прежней скорости, но в этом случае необхо­димо увеличить С. Уа путем увеличения угла атаки. Это тоже при­водит к росту лобового сопротивления и, следовательно, к у величе —

нию потребной ТЯГИ (рис. 23.11), что вызывает повы­шение расхода топлива. Кроме того, расход топлива увеличивается и потому, что практический потолок более тяжелого летательного ап­парата снижается.

На летательных аппара­тах, летающих на большие расстояния, полетная масса в значительной мере меня­ется за счет выгорания топ­лива. В связи с этим при расчетах полета должна учитываться не только на­чальная масса летательного аппарата, но и изменение ее в рейсе. Весьма важно так­же не допускать излишних запасов топлива на борту летательного аппарата.

Влияние ветра. Ветер не оказывает влияния на часо­вой расход топлива и, сле­довательно, на продолжи­тельность полета. Это объ­ясняется тем, что часовой расход топлива определяет­ся режимом работы двига­теля и не связан с переме­щением воздуха относитель­но земли. Километровый расход топлива зависит от скорости и направления вет­ра, т. е. от путевой скорости.

При попутном ветре ки­лометровый расход топлива

£ ______ б.’/.

к 3,6 (V" — ь W) ’ при встречном ветре

С = Єь

к 3,6 (V — W) ’

где W — скорость ветра, м/с.

При других направлениях ветра учитывается влияние составля­ющей этой скорости на направление полота.

Влияние температуры окружающего воздуха. Часовой расход топлива ТРД зависит от температуры н давления окружающего воздуха, что видно из формулы

ление окружающего воздуха при стандартных условиях (Т= =228,15 К, р= 101 325 Па).

При постоянном давлении с понижением температуры окружаю щего воздуха двигатель становится более экономичным, и, следо­вательно, продолжительность полета увеличивается при одном и том же запасе топлива. При повышении температуры, наоборот, расход топлива увеличивается. Такая зависимость расхода топлн ва от температуры окружающего воздуха в основном объясняется изменением давления воздуха за компрессором

Истинная скорость ета при постоянном давлении воздуха

нзменяется по закону V—V„

Изменение температуры окружающего воздуха ие оказывает влияния на километровый расход топлива. Это объясняется тем, что значения и числителя, и знаменателя выражения (23 1) в оди паковой мере зависят от изменения температуры окружающего воздуха.

23.4. УПРАВЛЕНИЕ СИЛОВЫМИ УСТАНОВКАМИ В ПОЛЁТЕ

Для летательных аппаратов с ТРД при установившемся горн зонтальном полете имеет место вполне определенная зависимость между скоростью полета и частотой вращения ротора двигателя, однозначно определяющей величину тяги (см рис 235) Значение частоты вращения (тяги) однозначно определяется положением ры чага управления двигателем. Для указанного типа двигателей из менение режима работы и, следовательно, скорости полета осу ще ствляется весьма просто —путем изменения положения рычага управления двигателем. По-иному осуществляется управление сило выми установками с винтами изменяемого шага, где частота вра щения, как известно, не определяет мощности двигателя н, стедо вательно, скорости полета.