Максимальная дальность полета

Затраты топлива при полете по наивыгоднейшей про­грамме монотонно зависят от заданной дальности La. Монотонность зависимости тТ. п (L„) позволяет при прочих равных условиях счи­тать задачу минимизации затрат топлива при заданной дальности обратимой, эквивалентной задаче максимизации дальности при за­данном расходе топлива. Если рассмотреть полную заправку самолета топливом, то оптимальной по топливу программе полета будет соот­ветствовать максимально достижимая для самолета (при данной загрузке, взлетной массе и заданной схеме полета) дальность Lnmax. Чтобы ее найти, нужно, вообще говоря, провести рассмотренную ра­нее оптимизацию траектории для ряда значений Ln, построить зави­симость /л™’п (Ln) и затем, задав значение тГ„" соответствующее полной заправке самолета топливом, найти (рис. 6.3). Пол­

ному запасу топлива на борту при этом будет соответствовать техни­ческая дальность, а запасу топлива за вычетом АНЗ — практиче­ская дальность полета.

Расчет существенно упрощается, если учесть, что максимальная дальность полета для большинства самолетов достаточно велика и

при полете на Lti max затраты (Дтт> вр + + ^т. пл) существенно меньше mT. M (Ln). Тогда в первом приближении можно не оптимизировать Яэ. м по тГш п, а рассчиты­вать маршевый этап полета для Яэ-Кр. В этом случае последовательность расчета макси­мальной дал ьности полета будет следующей.

?Расп

1. Определяется располагаемый запас расходуемого топлива тГп", соответствующий либо полной заправке самолета топливом, либо полной заправке за вычетом тт. днз. а также — взлетная масса самолета пг0, как сумма массы пустого снаряженного самолета с эки-

рас п с[16]

пажем тп. с, топлива тК и полезной нагрузки т„.г:

та = rtin. c + т$асп + т„. г. (6t 13)

Рассчитывается конечная масса тк (с учетом или без учета АНЗ), средняя масса тср = Ут0тк. Рассчитываются также по формулам (6.1) и (6.2) затраты топлива на взлет и посадку при заданных дли­тельности и режиме тяги на этих этапах.

2. Для средней массы самолета и ряда высот Ям и скоростей VM маршевого полета рассчитывается <унм. м по (5.6) (с учетом дроссели­рования тяги). Отыскивается минимум qKM. м. равный <7„м. кр, и соот­ветствующие ему Н„р и У, ф, рассчитывается Я;). Если предпо­лагается, что маршевый полет происходит не на Я,(р — const, а на cyal{р — const, то определяется по (3.6) значение cua „р (тср), а за­тем по (5.15) высота Я01!р и энергия Н„окр в начале маршевого этапа при массе самолета, равной (0,8 … 0,85) т*, а также высота Як. кР в конце маршевого этапа, перед планированием (при т —

~ тк шт. пос) •

3. Для средней массы самолета при наборе высоты и разгоне тяр при изменении энергии от Яэ0 после взлета до Яэ. кр проводится оптимизация программы набора и разгона Енр (Я) и режима тяги. Режим тяги может и не оптимизироваться, если тяга при наборе и разгоне задана из эксплуатационных соображений. Тогда расчет ведется для максимальной Рир — Рр (Я, М) (без форсажа). Оптими­зация ведется в соответствии с § 5.2 по критерию Атт. э, т. е. при каждом текущем значении Я8 от Яв0 до Я8.кР обеспечивается ми­нимум функции FT, см. (6.12). Интегрированием рассчитывается величина Дтт. в, а также для найденной оптимальной программы — значения LHp, ^нр и тт. нр по (5.22) … (5.24). Уточняется масса са­молета в конце набора и разгона

"^НР. К = ІЩ Щ. ВЭЛ тт. вр — (6.14)

Если необходимо, проводится второе приближение для уточненной массы

_ 1

"^нр. ср — tn0 тТш вэл ~2~ тт. нр.

4. Рассчитывается дальность планирования

^пл = /Стах(Яэ. кр — Я* „) (6.15)

для Яэ. к перед посадкой.

5. Рассчитывается располагаемое количество топлива для мар­шевого полета:

а) при расчете технической дальности

/Пт. м — тт /Пт. взл /Пт. пос /Пт. нрї (6.16)

б) при расчете практической дальности

/Пт. м — /П? “ /Пт. взл /Пт. пос — /Пт. нр — /Пт. АНЗ1 (6*17)

Определяется дальность маршевого полета по формуле (5.11) при полете на #кР = const и по (5.16) при полете на’ суа =суакр — — const. При приближенных расчетах используется формула

7-м == /Пт. м/?і;м. кр» (6.18)

однако значения LM получаются заниженньми. Определяется время

■ ік — 108/.M/VM. (6.19)

6. Определяется максимальная (техническая или практическая, в зависимости от использования (6.16) или (6.17)) дальность, как

7*п. mix — 7,нр ~Ь 7-ы + 7.пл, (6.20)

и время полета

7П == 7Взп + 7нр + + #Пл + 7Ц0С — (£.21)

Радиус действия самолета

Когда полетное задание предусматривает не перёлет само­лета из одного пункта в другой, а возвращение самолета на аэродром вылета после выполнения заданной операции в зоне применений, то говорят не о дальности, а о радиусе действия. Под радиусом действия понимается наибольшее расстояние от аэродрома вылета, на которое может удалиться самолет при гарантированной по запасу топлива возможности возвращения на тот же аэродром. Радиус действия также может быть техническим, практическим или тактиче­ским. Расчет радиуса действия производится теми же методами, что и дальность полета. При необходимости. учитывается изменение массы самолета при сбросе груза. Без сброса груза и в безветрии максимальный радиус действия равен половине максимальной даль­ности

• 7?п. max ~ ~2~7ц щах* (6.22)

0,5/йсбр + У 0,25Л*вр + тц Здесь tfirf — /Пф//П0, ftiсбр — /псСр//п0) Ах — (/По /пт /псСр)//По.

Если учесть сброс груза массой /пс5р в точке максимального удале­ния, находим

Влияние загрузки самолета на дальность

Техническая и практическая дальность, так же как и радиус действия, зависят, как ясно из предыдущего, от массы само­лета (через километровый расход топлива, см. формулу (5:6)), а зна-

Рис. 6.4. Зависимость Ln от тПш г:

1 — полная заправка топливом; 2 —* ограни — Л пред

ченне по твзл; 3 ~~ ограничение тп^г

чит, — от массы полезной или коммерческой нагрузки. Рассмот­рим эту зависимость подробнее.

Очевидно, наибольшим будет значение Ln, пах при полете пол­ностью заправленного пустого са­молета без полезной или коммерче­ской нагрузки, тп. г — 0. Если теперь увеличить массу полезной нагрузки тп. г при неизменной заправке топливом тт, то растет взлетная масса т0, начальная и средняя массы на каждом этапе полета, километровые затраты топлива, уменьшается относитель­ный запас топлива, тТ — mt/mP. В результате с ростом mluT моно­тонно уменьшается техническая и практическая дальность L„ Шах (участок 1 рис. 6.4). При реальной эксплуатации возможность уве­личения тп. г, однако, ограничена. При заданных условиях с дан­ной ВПП взлет самолета возможен до определенного значения т0 < т%ред, отсюда

/Ят + т„, г < mJ5peA — m„c. (6.24)

Здесь /ппс — масса пустого снаряженного самолета с экипажем, но без топлива и полезного — груза — величина постоянная. Отсюда следует, что при увеличении тц, г сверх некоторого значения, назы­ваемого расчетным,’ mt. г, необходимо по условиям взлета не пол­ностью заправлять самолет топливом — Расчетная полезная нагрузка равна’ ■

т£. Р = mSp*A — тПс — т? оли, (6.25)

где /п? олн—масса топлива при полной заправке. При т„. г > т%. Р увеличение тп, г связано с уменьшением расходуемого запаса топ­лива тт, что приводит к более быстрому падению максимально достижимой дальности (участок 2 рис. 6.4), чем при постоянном /тц.. Характерная техническая или практическая, дальность, соответ­ствующая тр. г и полной заправке топлива, называется расчетной дальностью Lp. Наряду с расчетным значением массы полезной нагрузки требуемое значение Lp задается при проектировании само­лета. Задается обычно и предельное значение т£?гА, ограниченное вместимостью отсеков самолета, эксплуатационными и техническими соображениями (участок 3 рис. 6.4). Как правило, самолет эксплуа­тируется в пределах Дальностей до Lp и тп;г до тр. г, что связано с дополнительными требованиями к оезопасиости полета.

Если леткий, самолет необходимо эксплуатировать на дально­стях, превышающих Lnnіах (или Lp), можно использовать дополни­тельные топливные емкости — внешние подвесные баки, сбрасывае-

мые в полете после выгорания топлива. Расчет затрат топлива или максимальной дальности в этом случае необходимо вести с. учетом изменения сопротивления самолета из-за внешних подвесок. Другой способ увеличения дальности — дозаправка самолета в воздухе. Для этой цели создают специальные самолеты — заправщики, которые перекачивают часть топлива из своих топливных баков в топливные баки заправляемого самолета. Заправляемый самолет должен быть также оборудован специальной системой дозаправки, обеспечива­ющей контактирование с самолетом-заправщиком и прием от него определенного количества топлива.

Влияние ветра на затраты топлива в полете, максималь­ную дальность полета и радиус действия

Техническая, практическая дальность или радиус действия рассчитываются в безветрии (возможность действия ветра учитывается для практической дальности лишь введением некоторого дополнительного гарантийного запаса топлива — АНЗ). При необходимости расчета затрат топлива с учетом ветра эти затраты счи­таются для истинной воздушной скорости, а путевая скорость определяется с учетом ветра, как

Уп = V _ w0, (6.26)

где W3 — скорость эквивалентного встречного ветра [см. (3.26)].

С учетом ветра километровые затраты топлива изменяются в отношении

Qvm (W) — qKM |w=o l —WBIV

как и удельные затраты топлива иа нестационарных участках (при пологой траек­тории). Здесь 9км |w-o — километровый расход топлива без ветре, ГВ = 0. Соответственно, в первом приближении при заданной дальности затраты топлива

увеличиваются в отношении у—j’j/’ *ак как и время полета. Радиус

действия самолета при постоянно действующем в одном направлении ветре будет меньше, чем при полете в безветрии, независимо от. того, каков будет ветер при полете к цели — попутный или встречный: