Лекции по аэродинамике. Учебное пособие по аэродинамике содержание содержание 2 раздел I. Основы аэродинамики 4 Тема основные понятия и законы аэродинамики 4 Классификация летательных аппаратов 5 атмосфера земли 6

• Название: Учебное пособие по аэродинамике содержание содержание 2 раздел I. Основы аэродинамики 4 Тема основные понятия и законы аэродинамики 4 Классификация летательных аппаратов 5 атмосфера земли 6
• Анкор: Лекции по аэродинамике.doc
• Дата: 28.01.2017
• Размер: 9.65 Mb.
• Имя файла: Лекции по аэродинамике.doc
• Тип: Учебное пособие; #243
• страница: 28 из 40

Первые и вторые режимы горизонтального полета

Для выполнения горизонтального полета с заданной скоростью и высотой пилот подбирает режим работы двигателя, чтобы располагаемая тяга ( или мощность ) была равна потребной тяге (мощности) при заданной массе и угле атаки:

Р_расп=Р_потр ; N_потр = N_расп.

На Рисунок6.6 приведены кривые потребных и располагаемых тяг при различных режимах работы двигателя, т. е.при различной степени дросселирования двигателя:

Р,Р_потр=f(V_потр); Р₂,Р_потр=f(V_потр).
Из рисунка видно, что при одной и той же располагаемой тяге равенство Р_расп=Р_потр имеет место в точках 1 и 2 при некоторых скоростях V₁ и V₂ ( углах атаки α₁ и α₂). При этом V₁ <V₂; α₁ > α₂.



Рисунок 6.6 Первые и вторые режимы и диапазоны

скоростей горизонтального полета
При дальнейшем дросселировании двигателя кривая располагаемых тяг смещается вниз, точки 1 и 2 сближаются. При наивыгоднейшем угле атаки α_нв, на скорости V_нв кривые располагаемых и потребных тяг касаются в одной точке. Эта точка делит весь диапазон скоростей горизонтального полета на области Ι ( первых режимов) и Ι Ι (вторых режимов).

Границей Ι и Ι Ι режимов полета для самолетов с ТРД является наивыгоднейшая скоростьV_нв. Для самолетов с ПД границей Ι и Ι Ι режимов является экономическая скоростьV _эк.

Полет на первых режимах отличается хорошей устойчивостью и управляемостью.

Полет на вторых режимах при одинаковых затратах тяги и мощности отличается недостаточной устойчивостью или неустойчивостью самолета. При переходе от одной скорости к другой от пилота требуется двойное управление двигателем, что усложняет пилотирование.

Кроме этого, из-за больших углов атаки возможен кратковременный срыв потока, ухудшение поперечной устойчивости, снижение эффективности элеронов, возможна потеря скорости.

Следовательно, при летной эксплуатации выход на ΙΙ режимы нежелателен. Горизонтальный установившийся полет рекомендуется выполнять в диапазоне Ι режимов.
Наивыгоднейшие режимы полета
Наивыгоднейшие режимы полета – это режимы наибольшей экономичности, на которых можно получить наименьшие расходы топлива на заданном режиме работы силовой установки.

В задачу аэродинамического расчета входит изучение двух важных характеристик ЛА – дальности и продолжительности полета.

Дальность полета. Под дальностью полета понимают расстояние, пролетаемое самолетом без заправки топливом от места вылета до места посадки вдоль маршрута полета, выраженное в километрах.


Рисунок 6.7 Траектория полета самолета на дальность
Продолжительность полета - время пребывания самолета в воздухе с момента вылета до момента посадки, в течение которого самолет может совершать полет без дополнительной дозаправки топливом.

Траектория полета самолета на дальность состоит из трех участков: набора высоты, горизонтального полета на заданной высоте и снижения с этой высоты (Рисунок 6.7).

Дальность и продолжительность полета определяются запасом топлива и режимом полета (высотой и скоростью).

Основными величинами, определяющими дальность и продолжительность, являются километровый и часовой расходы топлива.

Количество топлива, расходуемое за один час полета, называется часовым расходом. Измеряется часовой расход в килограммах на час полета – Сh, кг топл./ч или Сh литров/ч ( л/ч).

Количество топлива, расходуемое на один километр воздушного пути, называется километровым расходом топлива. Измеряется километровый расход в килограммах ( литрах) на километр пути – С к,кг/км (л/км).

Определение продолжительности горизонтального полета. Для самолетов с ТРД часовой расход определяется по формуле:

C_h=C_eP_су,

где C_h - часовой расход топлива, кг/ч;

С_е - удельный расход топлива, кг/Нч;

P_су - тяга силовой установки, Н.
Тяга , создаваемая силовой установкой в горизонтальном полетеP_су, равна тяге Р_потр и поэтому зависит от скорости полета ( угла атаки): Р_расп=Р_потр.

Продолжительность полета равна: Т=m_Т / C_h или:

Т=m_Т/ C_еР_потр.

Здесь m_Т - масса топлива,

C_h - часовой расход.

Так как Р_пот=G / K, после подстановки получим формулу:
Т=( m_TK) / (CеG_сам ).
Из формулы следует, что продолжительность горизонтального полета зависит от:

-запаса топлива,

- удельного расхода топлива,

- веса самолета,

- аэродинамического качества самолета.

Наибольшую продолжительность полета самолет с ТРД будет иметь при полете на наивыгоднейшей скорости V_нв, так как на α_нв аэродинамическое качество максимально (К_max), а потребная тяга минимальная (см. кривые Жуковского, Рисунок6.2).
Для самолета с поршневым двигателем (ПД) часовой расход определяется по формуле:

,

где Се- удельный расход топлива поршневого двигателя (ПД);

Ne - мощность ПД; - удельный вес топлива, г/см³.

Из формулы видно, что часовой расход топлива прямо пропорционален удельному расходу топлива и развиваемой мощности.

По кривым Жуковского (см. Рис 6.3) можно определить, что наименьшая потребная мощность соответствует экономическому углу атаки α_эк и, соответственно, экономической скорости полета V_эк.
С поднятием на высоту потребная мощность и часовой расход будут зависеть в основном от удельного расхода топлива (Се). С поднятием на высоту Се уменьшается, поэтому часовой расход топлива также уменьшается.
Определение дальности горизонтального полета. Дальность полета представляет собой отношение массы топлива (заправки) к километровому расходу топлива:

L=m_T / C_{k ,}
где C_k - километровый расход топлива. Это количество топлива, расходуемое на один километр воздушного пути.

Для самолетов с ТРД дальность полета определяется по формуле:
L= 3,6(m_TK)/(CeGсам)V

Здесь 3,6- коэффициент перевода размерности из м/с в км/ч, К –аэродинамическое качество, C_e – -удельный расход топлива, G_сам – вес самолета, V –скорость полета.

Дальность и продолжительность полета связаны между собой соотношением: T=L / 3,6V. Поэтому километровый расход поршневого двигателя можно определить по формуле:


где Ne - эффективная мощность на валу двигателя;

Nп – потребная мощность горизонтального полёта;

- коэффициент полезного действия винта.
Анализ формулы показывает, что километровый расход топлива будет определяться в основном соотношением и величиной удельного расхода топлива С_е. Величина при увеличении V полёта увеличивается (см. кривые Жуковского, Рисунок6.3).

Минимальное значение отношения = tg находится проведением касательной из начала координат к кривой N_потр . Скорость полета, для которой () min, соответствует наивыгоднейшей скорости полетаVнв.

Величина ()min для всех высот остается неизменной, поэтому километровый расход топлива самолета с поршневым двигателем зависит в основном от удельного расхода топлива Се.
Влияние высоты, полетного веса и температуры наружного воздуха на дальность и продолжительность полета. Удельный расход Се до расчетной высоты полета (расчетной высоты двигателя) уменьшается, а выше ее – увеличивается. Поэтому наименьший километровый расход с поршневой силовой установкой будет вблизи расчетной высоты.

Следовательно, наибольшая дальность полета также будет вблизи расчетной высоты полета на наивыгоднейшей скорости.

Так как в горизонтальном полете а Р_п=Р_су, то С_hнаходится по формуле:

,

где G - вес самолета, кг;

K - аэродинамическое качество самолета.

При увеличении полетного веса самолета отношение увеличивается, следовательно, увеличиваются часовой и километровый расходы топлива. Это ведет к уменьшению дальности и продолжительности полета.

Если полетный вес самолета увеличивают наружной подвеской грузов (подвесные топливные баки, бомбы и т. п.), дальность и продолжительность уменьшаются больше, так как увеличивается лобовое сопротивление самолета, а его аэродинамическое качество уменьшается.

Километровый расход топлива от температуры наружного воздуха практически не зависит, так как потребная тяга остается постоянной. Следовательно, и дальность полета остается постоянной.

При повышении температуры наружного воздуха удельный расход топлива и потребная мощность увеличиваются, следовательно, увеличивается часовой и километровый расходы топлива. Продолжительность и дальность полета уменьшаются.
Выводы: - Наивыгоднейшие режимы полета, влияющие на дальность и продолжительность полета, в первую очередь зависят от потребной скорости, которая выбирается в зависимости от задания на полет;

- Максимальная продолжительность полета и минимальный часовой расход могут быть получены на экономической скорости для самолетов с ПД и на наивыгоднейшей скорости для самолетов с ТРД.

- Максимальную дальность полета можно получить на наивыгоднейшей скорости полета для самолетов с ПД и на экономической скорости для самолетов с ТРД ;

- Дальность и продолжительность полета определяют экономическую эффективность самолета.

-Расходы топлива снижаются, а эффективность повышается при увеличении аэродинамического качества самолета, снижении удельного расхода топлива, а также за счет выбора оптимальных режимов полета, регулировки двигателей, бережного отношения к поверхностям летательного аппарата.

Занятие №21