РАСХОДЫ ГОРЮЧЕГО У САМОЛЕТОВ С ТУРБОРЕАКТИВНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Рассмотрим вначале вопросы, связанные с определением расходов горючего в горизонтальном полете. Для самолетов с ТРД определение сетки километровых и часовых расходов горючего при горизонтальном полете значительно проще, чем для самолетов с поршневыми двигателями и винтом изменяемого шага, так как при заданных полетном весе, высоте полета и температуре воздуха скорость реактивного самолета однозначно связана с оборотами двигателя. Применение закона подобия,
в частности;, метода оборотов, еще более упрощает задачу, так как позволяет, как мы это сейчас покажем, по результатам испытаний с одним полетным весом определять расходы горючего для других весов.
В гл. XI было доказано, что при соблюдении постоянства
параметров G —G — и п
н самолета с ТРД происходит на подобных режимах, т. е. при М = const и — су = const. Следовательно, в горизонтальном по-
лете
Для турбореактивных двигателей с нерегулируемым соплом применим закон подобия, в соответствии с которым [см. гл. VII, § 5, формулу (7.53)]
В небольшом диапазоне изменения параметров допустимо считать коэффициент полноты сгорания 8 постоянным. Тогда
QBP=Q— ■|/^==/з(М, япи). (16.19)
РнУ 1 н
Из сопоставления формул (16. 17) и (16. 19) следует, что приведенный расход горючего при горизонтальном полете зависит от Gnp и М, т. е.
QnP=h(Gnp, М). (16.20)
На фиг. 16.22 показан примерный вид сетки приведенных расходов горючего Qnp в зависимости от Gnp и числа М для самолета с ТРД.
Километровый расход горючего в горизонтальном полете равен
4 =
или, заменяя Q его значением по формуле (16.19), а скорость V выражением Ма= М )/ kg/іТц, получим
Р о_______ Опр______ 2пр
Рн~ уйёЩн ~^м’
где а0 — скорость звука в нормальных условиях (а^—-340,2 м/сек). Сопоставляя формулу (16.21) с формулами (16.17) и (16.20),
мы видим, что в горизонтальном полете приведенный километровый расход <7пР зависит от Gnp и М:
Рн
Типичная сетка приведенного километрового расхода в завися — мости от GnP и М представлена на фиг. 16.23.
Фиг. 16. 22. Примерный вид сетки приведенных часовых расходов горючего в зависим мости от приведенного веса и числа М. |
В гл. XI было указано, что для определения из полетных испытаний сетки кривых М =/(Оп, Гпр) или M=/(Gnp, япр) (фиг. 16.24) необходимо выполнить на ряде высот установившиеся горизонтальные площадки во всем диапазоне скоростей полета. Если на этих площадках производить одновременно с замерами скорости и числа оборотов замеры часового расхода горючего Q, то, кроме сетки М =/(Gnp, ппр), могут быть построены сетки Qnp=/(GnD, М) и qnp=f(0„v, М). Так как каждой высоте полета при летных испытаниях соответствует определенное значение Gnp, то, подсчитав для каждой площадки на этой высоте число М, приведенный расход горю-
ЧЄГО <?„,-<?*]/t = “ ТаКЖЄ > = nV
лучим по испытаниям на данной высоте одну из кривых фигур 16.22 и 16. 23; проделав аналогичную обработку для остальных высот, получим и остальные кривые.
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Имея представленные на фиг. 16.22—16.24 сетки обобщенных характеристик горизонтального полета, полученных по результатам летных испытаний, легко определить часовой или километровый расход горючего для любых условий горизонтального полета. Действительно, пусть требуется найти километровый и часовой расход горючего в горизонтальном полете при полетном весе самолета G, скорости по прибору К™, высоте полета Нр и температуре наружного воздуха Тн. Найдя указанным ранее способом по КПР и Ящ, индикаторную скорость Vi и зная для высоты Нр давление воздуха рн, р) У і
находим Gnv—G — и М=——z—. После этого по фиг. 16.24 Рн 44,4V рн
находим по GnP и М приведенные обороты ппр. По Gnр и М по фиг. 16.22 и 16.23 находим QnP и qWl а затем подсчитываем для наших условий полета
рлл/~ La
пр Ро У Т0 ■
В некоторых частных случаях удобнее вместо рассмотренных выше графиков применять графики другого вида. Так, при заданном полетном весе самолета G каждому значению Gnp соответствует определенное значение давления воздуха рн. следовательно, и определенная барометрическая высота Нр; кроме того, при данном Нр каждому числу М соответствует определенное значение индикаторной скорости V*. Из формул (16. 19), (16.201 и (16.22) видно, что при G=const
Я = Ъ{НР, V,), (16.24)
а в гл. XI было показано, что в этом случае (G = const)
У, = ъ(Нр, Пар). (16.25)
Следовательно, для постоянного полетного веса G могут быть
построены графики, представляющие зависимость —q и ппр
У I н
от индикаторной скорости Vi или от приборной скорости V„p (точнее Уприспр) для разных постоянных высот Нр (фиг. 16. 25, 16.26 и 16.27).
Из формул (16.23)’—(16.25) вытекает следующее важное правило: для заданного полетного веса G при заданной высоте полета по высотомеру (#p=const) километровый расход q завн-
сит только от индикаторной (или приборной) скорости, но не зависит от температуры воздуха; следовательно, при горизонтальном полете на одной и той же высоте и на
одной и той же скорости по прибору километровый расход горючего остается неизменным, независимо от температуры воздуха. Аналогии-
нов правило1 относится и к величинам ——и nnv—n -■ f Jsl еле-
довательно, при одних и тех же значениях Нр и Vnp часовой расход горючего Q и потребные для горизонтального полета обороты изменяются по следующему закону:
Таким образом при горизонтальном полете на заданных высоте Нр и скорости Vnp часовой расход горючего и потребные обороты в летних условиях выше, чем в зимних.
Графики, изображенные на фиг. 16.25 и 16.27, легко перестроить для стандартных температурных условий на каждой
высоте полета. Для этого полагаем Г# = ГСТ и rtCT—nw
где Гст — стандартная температура на данной высоте Нр. Для иллюстрации на фиг. 16.28 и 16.29 показаны типичные зависимости часового расхода горючего и оборотов от высоты полета и скорости по прибору для стандартных условий. Аналогичные графики легко построить и для любых других температурных условий.
Таким образом для самолетов с ТРД определение подробной сетки расходов горючего в горизонтальном полете сводится к выполнению площадок на разных скоростях на нескольких высотах, а затем к пересчету полученных обобщенных сеток при помощи формул, основанных на законах подобия.
Как показывают расчеты и эксперименты, в некоторых случаях на самолетах, на которых установлено несколько турбореактивных двигателей, можно достигнуть уменьшения километрового расхода q, если в горизонтальном полете работает только часть двигателей, а остальные двигатели выключены и работают на режиме авторотации. Объясняется это
Фнг. 16.29. Число оборотов двигателя в стандартных условиях в зависимости от скорости по прибору и высоты полета. |
тем, что у ТРД удельный расход топлива, приходящийся на 1 кг развиваемой силы тяги, уменьшается по мере увеличения числа оборотов, в связи с чем может оказаться, что, несмотря на сопротивление остановленных двигателей, выгоднее получать тягу, необходимую для горизонтального полета на данной скорости, путем перевода части двигателей на большие обороты и выключения остальных двигателей, чем при работе всех двигателей на средних оборотах. При проведении испытаний для определения расходов горючего на самолетах с несколькими ТРД целесообразно на каждой высоте на 1—2 скоростях полета определить расход горючего при остановке части двигателей.
Перейдем теперь к приведению расхода горючего’ при наборе высоты к стандартным условиям, причем мы будем предполагать, что подъем при разных температурных условиях производится при одном и том же числе оборотов (обычно номинальном).
Проделав вывод, аналогичный приведенному для самолетов с поршневыми двигателями (§ 3), получим, что отношение расходов горючего в стандартных и фактических условиях в одном и том же интервале высот Н=Нр2 — Нр1 (см. фиг. 16. 21) равно
Д^н. ст Qct Дтст
где Л Тс*г и Дтф—время набора высоты ДН соответственно’ в стандартных и фактических условиях, определяемое по соответствующим барограммам полета.
Как было показано в гл. VII [см. формулу (7.58)], при постоянном числе оборотов п
о Q
ппр dQ М dQ
где г =-^—- и гм =————— —показатели изменения часового
" Q дппр м Q дМ
расхода горючего в зависимости от изменения приведенного числа оборотов и числа М. Типичный вид графиков показателей гЛ и приведен на фиг. 7. 23 и 7. 24. Так как показатель гм при числах М, соответствующих режиму набора высоты, очень мал (см. фиг. 7.23), то с достаточным приближением можно считать, что
Ост 1 5 Тн
f = 1+-(1 — О-", (16.27)
V(f) L * н
где 8Тн = Тст — Тф. Как видно из фиг. 7.24, показатель гп может быть принят постоянным. Если в качестве среднего значения этого показателя принять гп = 4, то
Qст з ътfj
Qcf) 2 тн
Следовательно,
Д^Н. СТ L 3 в TfJ Д~С1
Д^Н. Ф 2 Гя/дтф
Определив расходы горючего ДИ7НСТ при наборе высоты в стандартных условиях для ряда интервалов высот ДН, суммированием находим зависимость этого расхода от высоты полета, т. е. W„.CT=f(HP).