Во втором случае скорость полета на потолке задана; она рав на скорости, где тяга двигателя максимальная:
^^пот ^Ртах'
В этом случае £лу пот определяется по формуле для $Жу Hym„ , в которую необходимо вместо Vmtx подставить Уртлх> вме' СТО р — Рпот И вместо ТяНтах~ Тя„от V Ртах' Как ВИДНО ИЗ формулы,
£дуя пот |
прямо пропорциональна удельному весу двигательной |
установки |
на потолке и обратно пропорциональна аэродина- |
мическому_качеству, которое зависит от геометрических пара
метров X, с, Ху "П и ДР-
385. Тяговооруженность для обеспечения требуемой величи ны продольной перегрузки при заданной скорости полета опре
|
деляется следующим образом: |
|
|
|
п . |
P n - Q |
Рч. Рл„„==Н-Пг |
|
|
|
Отсюда |
|
X |
УН |
х k V H |
|
|
|
|
|
|
|
Рп |
— п х |
+ Г |
|
|
Таким образом, |
|
|
Я,V H |
|
|
|
|
|
|
|
£*уп |
= ^дуТян |
"Ь |
с*,РV2 , , |
2р |
|
2Р |
?У2 ) • |
|
|
|
|
|
Как видно, ЬЛу„х |
зависит линейно от пх, |
а от остальных па |
раметров — аналогично S*yymax.
386. Тяговооруженность, необходимая для обеспечения тре буемой величины поперечной перегрузки, определяется следую щим образом.
При выполнении маневра в горизонтальной плоскости (на пример, виража) с перегрузкой пу необходимо выполнение ра венства:
|
|
С х , р У 2 |
я пу2-2р |
|
|
|
Р-пЛу |
2Р |
+ А |
?V2 |
‘ |
Таким образом, |
|
|
( c Xa? V * + Л пу*2р\ |
|
е |
|
|
ч*у |
К я у ТH V I 2р |
|
?У2 / |
Отсюда |
следует, |
что £дулу представляет |
квадратную пара |
болу от пу. Зависимость |
£дулу |
от остальных параметров ана |
логична |
£дУнт«» |
только |
влияние индуктивного сопротивления |
будет сильнее за счет увеличения |
су в |
пу раз. |
387. |
С помощью полученных формул |
можно проанализир |
вать зависимости |
относительного веса двигательной установ |
ки от параметров летательного аппарата с двигательной уста новкой любого типа. Для этого необходимо удельный вес дви гательной установки привести к тяговому удельному весу
G,
Тnv —
РH V
Для ВМГ
_ 7ЬЫеVHт]в
H V ■
V
и
Одо
ЛД
где N e — мощность на валу; т}, — к.п.д. винта;
TNe — мощностной удельный вес. Из этих соотношений получается
Тяк = |
ТNe V |
75ч]„ |
При разбеге летательного аппарата с ВМГ |
‘^разб N e И |
"fpa36 ~ Тд>‘ |
Для ТВД |
|
|
75Ney\a |
P H V — р |
+ |
|
PV |
|
75 т|з |
где P — реактивная тяга ТВД;
lNe„K, — удельный вес по эквивалентной мощности. Из этих соотношений следует
75 т)„
|
|
|
|
|
|
388. |
Относительный вес |
топливной системы |
в |
зависимости |
от тактико-технических свойств, |
конструктивных |
параметров |
и параметров |
технического уровня определяется |
с |
учетом |
удельных расходных характеристик двигательной установки. |
При определении относительного веса топливной |
системы |
учитываются |
расходы топлива |
на основных этапах |
полета |
[взлет и набор высоты |
($тнаб), горизонтальный полет (5ТГП), |
маневр (£ты), снижение (STCH)j и резерв. |
|
Таким образом, |
|
|
|
с = |
с |
(^т наб “ Ь ®>т г n~f~ |
м “ Ь £т сн)> |
где £т с — коэффициент, учитывающий |
увеличение веса топ |
ливной системы по сравнению с весом топлива за счет баков, насосов, трубопроводов и других агрегатов;
kB— коэффициент, учитывающий резерв топлива.
389. Относительный вес топлива, необходимого для набор высоты летательного аппарата с двигателем, характеризуемым
тяговым удельным расходом, может быть |
определен |
следую |
щим образом: |
|
|
|
|
|
С |
. : |
|
J a ______ |
|
dHj,_______ |
|
|
м |
нвб |
|
Тду v h 3600 / |
Еду _ |
СХа р V наб |
_ Д - |
^ |
|
|
|
|
^наб |
|
|
о |
\ |
Тду VH. |
2 р |
р 1/2 .6 |
) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Здесь Н3 — энергетическая высота;
СуДVH— удельный расход двигателя на режиме набора вы соты.
Интеграл обычно вычисляется графически. Для этого необ
ходимо использовать программу |
набора |
V Ha6= /(//). Из |
фор |
мулы видно, что |
£тнаб |
зависит |
от Еду |
и i lyVH |
(определяю |
щих располагаемую тяговооруженность |
p-VH), |
удельного |
рас |
хода двигателя |
cyiVH, |
аэродинамических характеристик |
сХа и |
А (определяемых относительными геометрическими параметра ми летательного аппарата), удельной нагрузки на крыло, про граммы, начальной и конечной высоты набора.
390. Относительный вес топлива, необходимого для горизо тального полета (без учета изменения веса при этом за счет выгорания топлива), будет равен:
GTгп |
Lt„ck |
Lrn Cfr |
LrncyjlvhPvh |
5т rn = g0 |
= “7 ? r |
= |
g03,6 i/KP ~ |
~ ~ а д б Х р ' |
|
I |
' m |
с уд VH ^ V H Go ГП |
^ |
|
|
|
Go 3.6 VKp |
|
Откуда, с учетом того, что |
G0 гп = G0 — GTHa6 — G0 —G0 £Тнаб — |
= G0(1 - Егна6). |
следует |
|
|
|
|
|
L m Cy\ VH Pv h |
Етнаб)1 |
|
|
|
1 |
|
|
|
3,6 1/,к р |
|
Здесь |
LTn — дальность горизонтального полета; |
топлива; |
с, и Сц — километровый |
и часовой расходы |
|
О0гп — вес летательного |
аппарата |
в |
начале горизон |
|
тального полета на дальность; |
|
|
к начальному |
|
V-v h — тяговооруженность |
по отношению |
|
|
весу полета на дальность. |
|
|
|
|
В случае установившегося горизонтального полета летатель |
ного аппарата |
1 |
|
с х .№■Ф |
|
2Р |
|
|
VH |
|
|
|
|
V-v h — |
'•VH |
|
2р |
|
Р^р |
|
|
'О гп |
|
|
|
С учетом этого |
|
|
|
|
2Р |
|
|
|
|
Сул V H |
LT„f Сх„рУкр |
+ Л |
) ( |
1 |
-£ т , |
|
3,6 VKp у |
2р |
|
PV 2 |
|
|
|
|
|
|
г кр |
|
|
391. С учетом непрерывного облегчения летательного аппа |
рата |
за счет выгорания |
топлива |
зависимость |
относительного |
веса топлива от параметров |
имеет следующий вид: |
/ р |
L |
( |
+ л — 2~ ) |
Уд VH |
ГП |
|
|
\ |
1 р |
/ |
|
3,6 V,кр |
)(1 - ^“•т наб; |
Величину |
|
3.6 I/,кр |
_ |
3,6 Укр kVH |
п L ПрИ- |
I |
(Сх Р V2 |
2Р |
-др |
/•др |
х° г ' к р |
€уд VH |
|
с уд VH ( ------7TZ---------Ь А |
рУкр |
|
|
|
|
2Р |
|
|
нято называть параметром дальности.
Характер влияния основных параметров на $т показан на фиг. 17.7, причем по оси абсцисс отложены относительные ве личины параметров:
Мкр |
ж,кр |
; |
Lr |
|
|
|
1,25 |
1000 |
|
|
|
|
|
н = |
н - |
|
; Р = |
р |
|
|
10 000 |
|
300 |
|
При построении этих графиков ис |
пользовались фиг. |
17.4 и 17.5. |
|
Из графиков (фиг. 17.7) видно, |
что имеется |
оптимальная |
скорость |
■полета на дальность, которой соот |
ветствует максимальная |
величина |
параметра |
дальности |
П^. |
При |
уменьшении |
скорости |
полета |
ПЛ |
резко уменьшается за |
счет умень |
шения качества |
и скорости. С ростом скорости (по сравнению |
с оптимальной) |
уменьшается за счет резкого уменьшения |
