|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
километрового расходов топлива |
наблюдается |
при числах М > М , Ф ) |
когда начинается интенсивный рост лобового |
сопротивления Q r . n . |
Зависимость часового расхода топлива от |
высоты |
полета |
удоб |
но рассматривать при постоянной индикаторной |
(приборной) ско |
рости/ При этом условии потребный для горизонтального |
полета |
коэффициент подъемной силы су1М |
от высоты |
не зависит. Постоян |
ному |
значению суг.п |
на докритических |
режимах |
полета |
соответ |
ствуют постоянные значения аэродинамического качества |
Кг.п и ло |
бового сопротивления Qr .n . Тогда в соответствии с формулой |
(15.6) |
изменение расхода |
С/, с увеличением |
высоты будет |
происходить |
только за счет изменения удельного расхода |
топлива |
С у д . Послед |
ний с увеличением |
высоты понижается |
в связи с падением |
темпера |
туры |
воздуха и "уменьшением глубины |
дросселирования |
двигателя |
(увеличением числа оборотов), что необходимо для сохранения ра венства Я д Р = Qr.n — const.
Увеличение высоты полета при Vt = const сопровождается бы стрым ростом ч и с л а М . Как следует из сопоставления двух форм записи скоростного напора:
На некоторой высоте полета, тем меньшей, чем больше задан ная скорость Vj, число М достигает критического значения. Атмо сферное давление, соответствующее такой высоте, определяется из формулы (15.8-1) при подстановке в нее М = М к р :
V2
11.2Мк 2 р
Зная давление, высоту можно найти по таблице или графикам МСА.
С дальнейшим увеличением высоты полета при той же индика
торной скорости начинается |
интенсивное |
увеличение |
лобового со |
противления. Это влияет на |
расход Си как непосредственно, |
так и |
через Суд. Если на указанной высоте обороты ротора |
ниже |
расчет |
ных, то их дополнительное |
увеличение, |
связанное с |
ростом Q r . n , |
в некотором небольшом интервале высот будет еще стимулировать
уменьшение удельного |
расхода^ Если |
указанная |
высота менее |
11 км, то снижение С у д |
стимулируется |
и падением |
температуры. |
На больших высотах и при больших числах оборотов ротора удель
ный расход топлива растет. Ё результате, начиная |
с некоторой вы |
соты между Я = 1 1 км и высотой, |
найденной с помощью формулы |
(15.8-2), часовой расход топлива |
при Vi=const |
увеличивается |
(рис. 15.3, верхний график). |
|
|
Индикаторная скорость Vnmax, примерно совпадающая с наи выгоднейшей, с увеличением высоты полета изменяется, как и
V')naiiB (см. § 7.2), т. е. до высоты, соответствующей давлению по формуле (15.8-2), остается постоянной, а далее постепенно умень шается вместе с индикаторным значением критической скорости. Как было показано, высота, на которой наивыгоднейшая скорость становится равна критической, для современных самолетов состав ляет 10—15 км. Абсолютный минимум Си обычно имеет место на высоте, близкой к 11 км (рис. 15.4).
Рис. |
15.3. |
Зависимость |
С/, и |
С„ |
Рис. |
15.4. |
Изменения |
Сл и |
С к |
|
от |
высоты полета |
|
|
с |
высотой |
|
|
На |
километровый |
расход |
топлива |
С к |
высота |
полета |
при |
Vi = const влияет не только |
через Сл, но и через |
увеличение истин |
ной скорости. На основании выражений |
(6.1) и |
(15.7) |
можно за |
писать |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Как видим, увеличение истинной скорости стимулирует дополни тельное уменьшение Ск с увеличением высоты, пропорциональное V?H- Поэтому километровый расход топлива при увеличении вы соты полета падает значительно интенсивнее, чем часовой (рис. 15.3, нижний график).
Скорость VL max на малых высотах существенно превышает ско рость V'tmax- Проводя касательные к кривым С/, (V,-, Я) , как это показано на рис. 15.3, нетрудно убедиться, что с увеличением вы соты полета индикаторная скорость V,-Lmax уменьшается, прибли жаясь к значению Vumax (Угнаив). За счет этого рост истинной ско
рости V i . m a x с увеличением высоты |
несколько замедляется, однако |
она растет и на меньшей выеоте, |
чем скорость Vtm&x, достигает |
15* |
451 |
|
|
|
|
|
|
|
значения |
VKp. При дальнейшем увеличении |
высоты |
рост скоро |
сти свыше |
КцР привел бы к интенсивному падению |
аэродинамиче |
ского |
качества, |
увеличению сопротивления |
Qr .n |
и |
расхода С/,. |
В этих |
условиях |
минимум километрового расхода |
обеспечивается, |
на скорости, незначительно превышающей критическую, которая
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
уменьшается с увеличением |
высоты пропорционально |
V~TH: |
|
|
|
Vsp = я я М к р = 20М к р VTH. |
|
|
|
(15.10-1) |
Зависимость индикаторного |
значения этой |
скорости от высоты по |
лета, как следует из формулы (15.8-2), имеет вид |
|
|
|
|
|
|
^ к р = » М к р К Т Ж . |
|
|
|
|
(15.10-2) |
На |
высоте около 11 км и более скорость |
Vt max |
примерно |
совпа |
дает с критической. Здесь различие между |
режимами |
максималь |
ной дальности и максимальной продолжительности полета |
невелико |
Ним |
|
|
и обусловлено |
лишь |
тем, что |
|
|
|
за счет непосредственного |
в л и я |
|
\ |
|
ния |
скорости |
на |
километро- |
|
- |
вый |
расход |
минимум |
Q |
12 |
|
Ск=-у- |
|
всегда, |
д а ж е в условиях |
в о л н о |
10 |
|
|
вого к р и з и с а , |
достигается п р и |
|
|
С К О р О С Т И |
Уыаах, |
|
Н в С К О Л Ь К О |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
б О Л Ь Ш е Й , |
чем |
СКОРОСТЬ Vt m a x , |
соответствующая |
минимуму Сд. |
Естественно, |
что |
это р а з л и ч и е |
тем |
б о л ь ш е , |
ч е м |
м я г ч е |
р а з |
вивается |
волновой |
к р и з и с , |
т. е . |
чем |
больше |
стреловидность, |
меньше |
удлинение |
и относи |
тельная толщина |
профиля |
к р ы |
|
О |
|
|
ла. Зависимости V*max(#) и |
|
600 |
600 V,%,км/ч |
Vbmax(H) показаны |
схематич |
|
400 |
|
Рис. 15.5. Режимы |
L m a z и tn |
но на рис. 15.5. |
|
|
Величина |
минимального к и |
|
|
|
|
|
|
|
|
лометрового |
расхода |
топлива с |
увеличением высоты уменьшается значительно быстрее, чем величи на Cumin. Это объясняется следующими обстоятельствами. Во-пер
|
|
|
|
|
|
|
|
вых, на режимах |
V L m a I < l / K p наблюдается |
существенное |
дополни |
тельное падение |
часового расхода |
за счет |
приближения |
V i L m a x к |
Vi (max"*Угнаив (аэродинамическое |
качество увеличивается, сопро |
тивление Qr.n и равная ему тяга PRV уменьшаются). |
Во-вторых, су |
щественное уменьшение С к достигается за счет роста |
истинной ско |
рости |
VLmax- На высотах, где достигнуто |
равенство |
|
шах = Укр, |
рост |
скорости V L m a x прекращается, |
но ее приближение к режиму |
Vtmax протекает |
значительно |
интенсивнее. |
Поэтому |
и здесь про |
должается быстрое падение |
СК тш- |
С высоты 11 км согласно фор- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
муле |
(15,10-1) скорость V L M A X ^ V K |
P становится |
постоянной и изме |
нения |
C „ m l |
n обусловлены только изменениями |
С/„„т- |
|
|
|
Если высота |
Н(0рЬ |
оптимальная по продолжительности |
поле |
та, т. е. высота, |
на которой достигается абсолютный |
минимум |
Ch, |
равна |
или |
превышает |
1] км, то |
высота |
HLOpt, |
оптимальная |
по |
дальности |
полета, |
совпадает |
с ней. Если |
# ( 0 |
p t < l l |
км, то |
|
HLopt |
несколько |
превышает |
высоту |
Hi0pt |
(рис. 15.4). Указанные |
высо |
ты, равно |
как |
и |
высоты, |
на |
которых |
достигаются равенства |
VL m a i = V K P |
и V* max = V K P , тем больше, чем больше |
аэродинамиче |
ское качество и тяговооруженность самолета и чем меньше удель ная нагрузка, крыла.
§ 15.3. Часовой и километровый расходы топлива на форсажных режимах работы двигателя
Полет на сверхзвуковых скоростях и стратосферных высотах требует перевода двигателя на форсажные режимы работы. Для устойчивого горения в форсажной камере необходима определен ная (конечная) подача топлива. Поэтому при включении форсажа происходит ступенчатое увеличение тяги и удельного расхода топ лива. Плавное регулирование тяги между режимами «Максимал» и «Минимальный форсаж» не осуществляется. Правда, на некото рых двигателях предусмотрено включение форсажа при неполных оборотах ротора, но по расходу топлива работа двигателя на ре жимах, когда основной контур частично, задросселирован, а фор саж включен, явно невыгодна. От минимального до максимального форсажа обычно обеспечивается плавное регулирование тяги.
Форсирование тяги осуществляется за счет сжигания топлива за турбиной. Так как подвод тепла осуществляется к уже суще ственно нагретому и расширившемуся газу, то при переходе на фор сажные .режимы удельный расход топлива сильно увеличивается. Если на бесфорсажных режимах увеличение тяги сопровождается увеличением числа оборотов и степени повышения давления ком прессора, в связи с чем удельный расход уменьшается, то увели чение форсажной тяги происходит при неизменном числе оборотов. При этом возрастает относительная часть тяги, полученная за счет форсирования, и увеличивается удельный расход топлива. Правда, с увеличением скорости полета возрастает общая степень повыше ния давления в двигателе, что приводит к некоторому уменьшению удельного расхода топлива.
Часовой расход топлива на форсажных режимах практически определяется лобовым сопротивлением самолета. Чем выше сопро тивление Qr.m тем больше и равная ему тяга, потребная степень форсирования двигателя и удельный расход топлива. Большим зна
|
|
|
|
|
|
чениям Qr .n и Суд соответствует и большее значение |
часового рас |
хода топлива Ch — CmQT.a. |
По кривым QrM |
(М, Н) (рис. 15.6) видно, |
что в любом |
случае |
Q r . n |
и часовой расход топлива, даже без учета |
повышения |
Суд, на |
сверхзвуковых режимах полета |
значительно |
больше, чем на дозвуковых. При числах |
М, незначительно превы- |
