Время выполнения стандартного разворота

Энерговооруженность, удельная нагрузка на крыло и удлинение крыла

Энерговооруженность, удельная нагрузка на крыло, и удлинение крыла влияют, очевидно, на множество характеристик. Но при анализе условий эксплуатации установлено, что основное влияние на выбор этих параметров для сельхозсамолета, оказывают:

- характеристики стандартного разворота при заходе на новый гон с предварительным набором высоты;

- взлетно-посадочные характеристики;

- перегрузка при полете в неспокойном воздухе.

Одна из принципиальных особенностей сельхосамолетов состоит в том, что для боль­шинства видов работ за короткий промежуток времени необходимо часто выполнять интенсив­ные стандартные развороты при заходе на новый гон с предварительным набором высоты. Время выполнения этого маневра играет определяющую роль на производительность авиахимработ.

Время выполнения разворота определяется по общеизвестной формуле:

, где . (9)

Стандартный разворот состоит из двух последовательно выполняемых координированных виражей, причем первый разворот производится с большей интенсивностью, чем второй. Соотношение интенсивности виражей зависит от ширины гона, силы боковой составляющей ветра и других параметров. Время для изменения направления крена сравнительно невелико (2-5 сек.) и в данной работе не рассматривается.

Для определения потребной энерговооруженности проведен анализ связанных с ней параметров сельхозсамолетов.

При оценке мощности, непосредственно обеспечивающей движение самолёта, необходимо учитывать - КПД воздушного винта, который зависит от скорости полета, нагрузки на ометаемую площадь, типа винта и т.д. Игнорирование вносит значительную погрешность в оценку реальной энерговооруженности самолёта, особенно при выполнении маневров, требующих высокую мощность на малой скорости полета.

Одним из таких маневров является стандартный разворот при заходе на новый гон. При этом требуется высокая мощность, обусловленная значительными углами крена () координи­рованного разворота и небольшими скоростями полёта. Это приводит к высоким значениям наг­рузки на ометаемую площадь винта и, как следствие, для некоторых силовых установок может оказаться небольшим. Для целей статистического анализа произведен оценочный пересчет для характерной скорости 40 м/с и режима 90% N₀.

Из-за ограниченности достоверной информации о характеристиках винтов рассматриваемых самолетов точные значения на рассматриваемом режиме определить не представляется возможным. Но при изучении отдельных винтов изменяемого шага, определено, что для целей настоящей статьи можно принять равным 0,7.

Удельная нагрузка на крыло рассчитывается как отношение максимальной взлётной массы к площади крыла самолёта . Она оказывает значительное влияние на скорость посадки и отрыва, а также на потребную мощность и допустимую перегрузку при выполнении виража. Излишне малые значения приводят к неоправданным потерям мощности двигателя при горизонтальном полете и увеличивают перегрузку при полете в неспокойном воздухе.

Удлинение крыла рассчитывается по известной формуле и влияет в первую очередь на индуктивное сопротивление крыла как коэффициент отвала поляры например А в формуле (10). Также увеличение удлинения вызывает значительное увеличение массы конструкции, увеличивает перегрузку в полете в неспокойном воздухе, что в некоторых случаях вынуждает конструктора устанавливать подкос крыла (при схеме низкоплана это обратный подкос).

Отличительной особенностью для сельхозсамолетов является то, что при прочих равных условиях большее удлинение обеспечивает больший размах крыла, и как следствие большую ширину захвата при АХР.

Нижеследующие общеизвестные формулы иллюстрируют порядок вывода формулы (10), устанавливающей зависимость между , достаточной для выполнения виража с одной стороны, и , и другими параметрами с другой стороны:

, где , где ,

, где и , и ,

. (10)

Для оценки формулы (10) был проведен расчет при различных l для характерной скорости V= 40 м/с, Сх₀= 0,03…0,07, , g= 45°. Как показал анализ, в формуле (10) Сх₀ оказывает слабое влияние в указанных пределах, поэтому для расчетов принимается постоянным и равным 0,05.

Подставив указанные значения в формулу (10) получим:

(11)

Пример расчетов по формуле (11) для приведен на рис. 2.

Рис. 2. Зависимость 1 по формуле (11) при (точки – параметры самолетов из статистики с ).

Из рис.2 можно сделать вывод, что для обеспечения заданной интенсивности виража при повышении нагрузки на крыло должна повысится и энерговооруженность самолёта. Приведенные выше значения переменных в (10) очевидно не являются единственными. В зависимости от конкретных обликовых решений и предполагаемых условий эксплуатации они могут быть несколько иными. Но зависимости по формуле (10) являются общими.

Рассмотрим также другие ограничения, влияющие на P₀ :

Дата добавления: 2014-12-24