Първи и втори режим на хоризонтален полет
За да извърши хоризонтален полет при дадена скорост и височина, пилотът избира режима на работа на двигателя, така че наличната тяга (или мощност) да еравна нанеобходимата тяга (мощност) за дадена маса и ъгъл на атака:
Фигура 6.6 показва кривите на необходимата и налична тягаза различнирежимина работа на двигателя, т.е. за различни степени на дроселиране на двигателя:
Фигура 6.6 Първи и втори режими и диапазони
скорости на хоризонтален полет
При по-нататъшно дроселиране на двигателя кривата на наличните тяги се измества надолу, точки 1 и 2 се приближават една към друга. При най-благоприятния ъгъл на атакаαnv, при скоростVnv, кривите на наличните и необходимите пръти се докосват в една точка. Тази точка разделя целия диапазон от хоризонтални скорости на полета на зони Ι (първи режими) и Ι Ι (втори режими).
Границата на режимите на полет Ι и Ι Ι за самолети с турбореактивни двигатели енай-изгоднатаскоростVnv. За въздухоплавателни средства с PD, границата на режимите Ι и Ι Ι еикономичнаскоростVекв.
Полетът в първите режими се характеризира с добра стабилност и управляемост.
Полетът във вторите режими със същата тяга и разходи за мощност се характеризира с недостатъчна стабилност или нестабилност на самолета. При преминаване от една скорост към друга, пилотът се нуждае отдвойно управлениена двигателя, което усложнява пилотирането.
В допълнение, поради големите ъгли на атака е възможно краткотрайно спиране, влошаване на страничната стабилност, намаляване на ефективността на елероните и загуба на скорост.
Следователно, по време на полет, влизането в режимите ΙΙе нежелателно.Препоръчва се хоризонтален постоянен полетв диапазона от 1 режима.
Най-добрите режими на полет
Най-изгоднитережими на полет са най-икономичните режими, при които можете да получитенай-нисък разход на горивопри даден режим на работа на електроцентралата.
Задачата за аеродинамични изчисления включва изследване на две важни характеристики на самолета -обхватипродължителностна полет.
Обхват на полета. Обхватът на полета се разбира като разстоянието, прелетяно от въздухоплавателно средство без зареждане с гориво от мястото на излитане до мястото на кацане по маршрута на полета, изразено в километри.
Фигура 6.7 Траектория на полета на самолет на разстояние
Продължителност на полета- времето, през което въздухоплавателното средство остава във въздуха от момента на излитане до момента на кацане, през което въздухоплавателното средство може да лети без допълнително зареждане с гориво.
Траекторията на полета на въздухоплавателно средство на разстояние се състои от три секции: изкачване, хоризонтален полет на дадена височина и спускане от тази височина (Фигура 6.7).
Далечината и продължителността на полета се определят от запаса на гориво и режима на полета (височина и скорост).
Основните стойности, които определят обхвата и продължителността сакм и разход на гориво на час.
Количеството гориво, изразходвано за един час полет, се нарича часова консумация.Часовата консумация на гориво се измерва в килограми за час полет -Сh, kg гориво/hилиСhлитри/h (l/h).
Количеството гориво, изразходвано за километър въздушно пътуване, се нарича разход на гориво за километър. Разходът на километри се измерва в килограми (литри) на километър -C k, kg / km (l / km).
Определяне на дължината на хоризонталаполет. За самолети с турбореактивен двигател часовият разход се определя по формулата:
къдетоCh- разход на гориво за час, kg/h;
Се- специфичен разход на гориво, kg/Nh;
Тягата, генерирана от електроцентралата при хоризонтален полетPsuе равна на тягатаPconsи следователно зависи от скоростта на полета (ъгъл на атака):Psp=Pcons.
От формулата следва, че продължителността на хоризонталния полет зависи от:
- специфичен разход на гориво,
- аеродинамично качество на самолета.
Самолетът с турбореактивен двигател ще има най-голяма продължителност на полета, когато лети с най-благоприятната скоростVnv, тъй като приαnvаеродинамичното качество е максимално (Kmax), а необходимата тяга е минимална (виж кривите на Жуковски, Фигура 6.2).
За самолет с бутален двигател (RP) часовият дебит се определя по формулата:
къдетоСе- специфичен разход на гориво на бутален двигател (PD);
Ne- PD мощност;
Формулата показва, че часовият разход на гориво е правопропорционален на специфичния разход на гориво и развитата мощност.
От кривите на Жуковски (виж Фигура 6.3) може да се определи, че най-ниската необходима мощност съответства на икономическия ъгъл на атакаαeqи съответно наикономичната скоростна полетаVeq.
С издигането на височина необходимата мощност и часовата консумация ще зависят главно от специфичния разход на гориво (Ce). С увеличаване на надморската височинаCeнамалява, така че часовият разход на гориво също намалява.
Определяне на обхвата на хоризонталния полет. Обхватът на полета е съотношението на масатагориво (зареждане) към километър разход на гориво:
къдетоCk- километричен разход на гориво. Това е количеството гориво, изразходвано за километър въздушно пътуване.
За самолети с турбореактивни двигатели обхватът на полета се определя по формулата:
Тук 3,6 е коефициентът на преобразуване на измерението от m/s в km/h, K е аеродинамичното качество,Ce–е специфичният разход на гориво,Gсобственото–тегло на самолета,Vе скоростта на полета.
Обхватът и продължителността на полета са взаимосвързани чрез съотношението:T=L/ 3.6V.Следователно разходът на километри на бутален двигател може да се определи по формулата:
къдетоNe- ефективна мощност на вала на двигателя;
Nп– необходимата мощност на хоризонтален полет;
Анализът на формулата показва, че километричният разход на гориво ще се определя основно от отношението
Минималната стойност на отношението
Стойността (
Влияние на надморската височина, теглото на полета и околната температура върхуобхвата и продължителността на полета.над него - увеличава. Следователно най-малката консумация на километри с бутална електроцентрала ще бъде близо доизчисленатависочина.
Следователно най-големият обхват на полета също ще бъде близо до изчислената височина на полета принай-добра скорост.
Тъй като при хоризонтален полет
къдетоG- тегло на самолета,kg;
K- аеродинамично качество на самолета.
С увеличаване на полетното тегло на самолета съотношението
Ако полетното тегло на самолета се увеличи чрез външно окачване на товари (извънбордови резервоари за гориво, бомби и т.н.), обхватът и продължителността намаляват повече, тъй като съпротивлението на самолета се увеличава и съотношението му на повдигане към съпротивление намалява.
Разходът на гориво на километър практически не зависи от температурата на външния въздух, тъй като необходимата тяга остава постоянна. Следователно обхватът на полета остава постоянен.
С повишаване на температурата на външния въздух специфичният разход на гориво и необходимата мощност се увеличават, следователно се увеличава разходът на гориво за час и километър. Продължителността на полета и обхватът са намалени.
Изводи: - Най-благоприятните режими на полет, които влияят на обхвата и продължителността на полета, зависят преди всичко от необходимата скорост, която се избира в зависимост от полетната задача;
- Максималната продължителност на полета и минималната часова консумация могат да бъдат получени приикономична скоростза самолети с PD и приНай-добраскорост за самолети сTRD.
- Максималният обхват на полета може да се получи принай-добраскорост на полета за ВС с PD и приикономичнаскорост за ВС с турбореактивни двигатели;
- Далечината и продължителността на полета определят икономическата ефективност на самолета.
- Разходите за гориво се намаляват и ефективността се повишава с повишаване на аеродинамичното качество на самолета, намаляване на специфичния разход на гориво, както и поради избора на оптимални режими на полет, настройка на двигателя и зачитане на повърхностите на самолета.