книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак

Дросселированием двигателя называется уменьшение его тяги при управлении двигателем со стороны летчика (воздей­ ствием на «сектор газа»). Степень дросселирования опреде­ ляется коэффициентом дросселирования Адр(£Др < П

где Pv — тяга двигателя на данном режиме полета (высоте и скорости);

Рм1, — максимально возможная тяга при тех же значе­ ниях высоты и скорости полета.

Высотно-скоростные характеристики представляются в ви­ де графиков в абсолютном или относительном выражении. Более общее значение имеют относительные характеристики —

графики изменения Рып и Судд1„ от скорости (числа М) и вы­ соты полета Н и СУЛt от /?др (рис. 8.1).

Величина Рхн характеризует степень уменьшения тяги при изменении высоты и скорости полета.

-С. мп

Суд,,,, = -р-------- относительный расход топлива — отпоше-

ного расхода топлива от скорости и высоты полета.

-С

р_ удп — относительный расход топлива при дрос­

Ч’Д.Чтзх Д0 Чд.п>

с— удельный расход при дросселировании

^ул.м

(при тяге Pv):

Ч’ Д . п т а х — удельный расход незадросселированпого

двигателя (при тяге Ры„).

14 2

Величина Сухм характеризует изменение удельного расхода топлива при дросселировании.

1. Зависимость потребной тяговооруженности от заданн по ЭТТ скорости полета К-рейс-

Рис. 8.1,0. Дроссельные характеристики.

В горизонтальном полете со скоростью \/крейс сила тяги двигателей -лдв должна равняться лобовому сопротивле­ нию Q (рис. 8.2)

где р„ — плотность воздуха на заданной высоте полета Нкрейс

144

зволяет определить потребную тяговооруженность на крейсер-

Рпс. 8.2 С х е м а п е р е х о д а о т крейсерской к стендовой тяге двигателя.

ском режиме pv. Исходя из значения pv, необходимо рассчи­ тать стендовое значение тяговооруженпости pov, которое нуж­ но обеспечить самолету. Для этого из точки 3 рис. 8.2 нужно перейти к точке О. Последовательность перехода на рис. 8.2 обозначена линиями 3, 2. 1,0 (рассуждение проведем для одного двигателя, опустив вначале множитель ядв — число двигате­ лей) .

По определению

Р,

Откуда

Р

Тяга двигателя, установленного на самолет, отличается от стендовой за счет потерь скорости во входных устройствах. Эту потерю тягп можно учесть, введя коэффициент

тогда

молету тяговооруженпость p.ov. Подставив pov в формулу (8.1), можно определить потребный для выполнения заданного по

! 46

Величина |.i0 разб получена с учетом очень многих требова­

ний ЭТТ н конструктивных особенностей самолета и двигателя. Влияние ЭТТ выражено величиной £р;иб, которая учиты­

вает класс аэродрома, предназначенного для эксплуатации самолета. Тип покрытия и его состояние отражаются на вели­ чине / (для сухого бетона / = 0,04, для травяного покрытия до 0,1). Особенности механизации учтены через коэффициент суотр. Важнейший конструктивный параметр р0 также входит

в формулы (8.5) и (8.6). Климатические условия (расположе­ ние аэродрома над уровнем моря, температура) учитываются выбором значения р. Особенности двигателей отражены в ве­

личине Яразб, а их расположение влияет на коэффициент £р. Таким образом, величина р0 Раз6, а следовательно, и отно­

сительный вес двигательной установки непосредственно зави­ сят от эксплуатационных условий н взлетно-посадочных харак­ теристик, задаваемых ЭТТ.

Чем меньше потребная величина Z.pa36, чем тяжелее усло­ вия эксплуатации самолета (класс аэродрома, климатические условия п т. п.), тем больше потребный относительный вес G'ftV,

который можно обеспечить лишь за счет ухудшения какихлибо других характеристик самолета.

3. Влияние требований безопасности на относительный ве двигательной установки.

Требования безопасности отражены в нормах летной год­ ности гражданских самолетов СССР, которые предусматри­ вают возможность отказа двигателя па взлете п на крейсер­ ском режиме полета. Такой отказ должен быть безопасным.

Для обеспечения безопасности взлета определяется дистан­ ция сбалансированного взлета Lc6 в нестандартных (более тя­ желых) атмосферных условиях (/?= 730 мм рт. ст., t0 = + 30°С) при отказе одного двигателя (рис. 8.3).

При отказе двигателя на разбеге летчик может принять два решения:

1)прервать взлет, осуществляя торможение;

2)продолжать взлет па работающих двигателях.

В первом случае расстояние, потребное от старта до оста­ новки самолета (в пределах 1\ПБ), называется дистанцией прерванного взлета Lnp. Во втором случае дистанция, потреб­

ная от старта до набора высоты не менее 10 м, называется

148

дистанцией завершенного взлета L.jaB. Требуется, чтобы набор

нять решение в течение 3 с. Для этого определяется критиче­ ская скорость 1/кр для каждого типа самолета, размеров ВПП

Рис. 8.3. К понятию дистанции сбалансированного тлета.

В ЭТТ оговаривается класс аэродрома для проектируемого самолета, следовательно, это обстоятельство (с учетом безо­ пасности) должно повлиять на число двигателей и тяговооружепность самолета. При этом тяговооруженность может ока­ заться выше, чем для удовлетворения требований к крейсер­ скому режиму полета и длине разбега.

Второе требование безопасности — завершение полета при отказе одного или двух двигателей на любом участке маршру­ та. Тяговооруженность самолета в этом случае (на номиналь­ ном режиме работы двигателей) должна обеспечить полет на высоте 4000—5000 м и посадку на аэродроме начальной или конечной точек маршрута. Это требование безопасности так­ же может оказаться решающим при расчете потребной вели­ чины тяговооружен иости.

Расчеты тяговооруженности с учетом требований безопас­ ности здесь не рассматриваются.

Таким образом, требования безопасности могут опреде­

лять значение ц0 и, следовательно, величину Пду, которая вхо­ дит в уравнение существования летательного аппарата и фор­ мулу себестоимости перевозок, влияя на характеристики само­ лета и его экономические показатели.

149

§ 2. ЗАВИСИМОСТЬ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ВЕСА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ ОТ ЭТТ

Полный запас топлива па самолете находится по формуле:

Из аэродинамики известно выражение для дальности горизон­ тального полета на крейсерском режиме:

1 э0

Удельный расход топлива определяется по высотио-ско-

где Якрейс, км, а С — эмпирический коэффициент.

151