Влияние физических характеристик на диапазон скоростей

ВЛИЯНИЕ ФИЗИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИС ТИК НА ЧАСОВОЙ РАСХОД ТОПЛИВА

ВЛИЯНИЕ ФИЗ ИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НА РАСПОЛ АГАЕМУЮ ТЯГУ ДВИГАТЕЛЕЙ

Располагаемая тяга (Рр) турбореактивных двигателей, под кот орой понимается наибольшая тяга, развиваемая двигателем на данной высоте при допуст имом режиме работы, зависит от температуры и давления на уровне полет а. С д остат очной точностью ее можно выразит ь формулой:

Рр = тв (С - V), (3.12)

где: т в - масса возд ух а, проходящая через двигатель за 1 сек.;

С -скорость истечения газов на срезе сопла;

V - воздушная скорость самолета.

Из данной формулы видно, что располагаемая тяга прямо пропорциональна расход у воздуха. Так как весовой расх од воздуха зависит от его плотности, то повышение т емперат уры или понижение давления приводит к уменьш ению располагаемой тяги. При пост оянном давлении располагаемая тяга зависит только от температуры воздуха на данной высоте. В случае положительного отклонения т емпературы возд уха от СА располагаемая т яга уменьш ается, а в случае от рицательного - увеличивается.

С высотой располагаемая тяга уменьшается и зависит от величины вертикального т емпературного градиента. Чем б ольше вертикальный температурный градиент, тем меньше уменьшает ся плотност ь воздуха и мед леннее падает располагаемая тяга. В слоях инверсии и изотермии плотность воздуха с высотой убывает быстрее. Эт о об уславливает более инт енсивное уменьшение располагаемой тяги с вы сотой. Соот ветствующие зависимости силы тяги от температуры и давления и ее отклонения от стандартной для конкретных д вигателей приводят ся в руководствах по летной эксплуатации (РЛЭ) и других документах.

Влажность возд уха также оказывает влияние на тягу газотурбинных д вигателей. Это влияние проявляется д вояко - через газовую пост оянную и удельный вес возд ух а. С возрастанием массовой доли водяного пара (удельной влажности) газовая постоянная увеличивается, работоспособность газа и полезная работ а термодинамического цикла становятся выше, удельная т яга двигателя растет. Вмест е с тем, водяной пар понижает удельный вес воздуха, уменьшая его весовой расход через двигатель, что приводит к падению тяги двигат еля. В результате этого в жаркие дни во влажном возд ухе т яга некоторых двигателей может уменьшит ся на 0,5%, а удельный вес и часовой расход топлива возраст ает на 2%.

Влияние реального сост ояния атмосферы на часовой расход топлива можно выразить формулой:

С ч = С ч. ст

Р Рст

Т Тст

, (3.13)

где: С ч и С ч. ст – факт ический и стандарт ный часовой расход топлива;

Р и Рст -факт ическое и стандартное давление;

Т и Тст -фактическая и стандарт ная температура.

При полете на пост оянной баромет рической высот е э та формула упрощается, т ак как высота полета задается по б арометрическому высотомеру от стандартного нул евого уровня и Р = Рст. Поэтому формула (3.13) б уд ет имет ь вид:

Т

С ч = С ч. ст

Т ст

. (3.14)

Анализ формул (3.13) и (3.14) показывает, что при понижении давления и температ уры часовой расход топлива уменьшается. При полетах на малых высот ах, где температ ура и давление возрастают, расход топлива значительно увеличивается.

В том случае, если надо определить количество т оплива, необходимое для выполнения полета

на определенную дальность, учитывают километ ровый расход топлива (С к), который связан с часовым расход ом топлива соотнош ением:

Ск = Сч

V

(3.15)

Километ ровый расход т оплива б уд ет наименьшим на пред ельно допуст имой высоте полет а. Но выбор режима полета зависит не т олько от таких факт оров, как температура и давление, но и от целого ряда других: скорост и и направления ветра, наличия гроз, болтанки, обледенения и др.

Влияние атмосферы на максимальную скорост ь полета проявляет ся через сжимаемост ь и вязкость воздуха, которые увеличивают свое влияние с увеличением скорости полет а. Критерием сжимаемост и является скорость звука (а). Для характеристики условий обтекания самолета воздушным потоком используется число М, выражающее от ношение скорост и полета V к скорости звука а:

скорость звука, равна:

M = V, (3.16)

а

а =20,05

T (м/с) (3.17)

или

а =72,2

T (км/ч), (3.18)

где: Т - абсолютная температ ура воздуха.

Отсюда видно, что скорость звука зависит только от температуры воздуха. В тропосфере она понижается с высотой, а в стратосфере ост ается постоянной.

По мере увеличения скорости полета, число М невозмущенного потока достигает определенного критического значения (М = Мкр). При э том на обт екаемых част ях самолет а появляют ся первые (мест ные) сверхзвуковые скорости. При полете с Мкр резко изменяются аэ родинамические характеристики самолета: коэффициент лобового сопротивления (Сх) резко возраст ает, а коэффициент под ъемной силы (Су) - падает. Эти изменения аэ родинамических характеристик, вмест е с вызвавшими их причинами, называются волновым кризисом. При волновом кризисе начинаются непроизвольные кабрирования самолета, опасные вибрации, ухудшение его управляемост и. Для обеспечения безопасност и полетов в летной практ ике используются предельные значения М и V (Мпр и Vпр). Эти значения несколько меньше Мкр и Vкр и равны:

Vпр

М пр =

а

, (3.19)

Vпр = М пр а = М пр ×20,05

T. (3.20)

Максимальная скорость установившегося полета достигает ся при равенст ве силы лобового сопротивления и располагаемой тяги двигат еля (Рр). Из (3.2) и (3.5) можно определить, что

2 Pp 2 Pp RT

= =

. (3.21)

V max

C x S r

C x SР

Выражение (3.21) записано для произвольной температуры. Аналогичное выражение можно записать для стандартного нулевого уровня с Т 0 ст. Если полученное выражение разделить на (3.21), то с учетом зависимости располагаемой тяги двигателя (Р р) от плотности (r) и температуры (Т) получим:

V max =

V 0 ст. max

Т 0 ст

Т

, (3.22)

где: V 0 ст. max - максимальная скорост ь уст ановившегося горизонт ального полет а вблизи стандартного нулевого уровня (по СА).

Расчеты показывают, что при понижении т емпературы на 5°С по от ношению к СА,

максимальная скорость увеличивается на 1%.

Дата добавления: 2014-12-16