2.2. Дальность полета самолета с твд на крейсерском участке

Дальность полета самолета с ТВД на крейсерском участке определяется зависимостью

, (20)

где η_в – КПД винта; G – текущий вес самолета.

Будем рассматривать расчет дальности полета при условии. Что режим работы двигателя задан и задано количество топлива, потребное для горизонтального полета.

Порядок расчета следующий:

1. Задается высота полета и ряд скоростей.

2. определяется вес самолета в начале крейсерского полета по формуле

, (21)

где i – число двигателей; t – время набора высоты крейсерского полета; N – суммарная условная мощность двигателя, определяемая как

,

Здесь N_дв – мощность создаваемая винтом; Р_r – реактивная тяга двигателя, создаваемая за счет выхлопа струи газов; η_у – условный КПД винта, принимаемый в расчетах ≈ 0,8.

Величина реактивной тяги определяется зависимостью

,

здесь Q_в – расход воздуха, проходимого через двигатель, кг/с; С – скорость истечения газов из реактивного сопла; φ – угол под которым вытекает струя из сопла двигателя.

Для самолета АН-24 φ = 45⁰. Работая с графиками для тяги и мощности ТВД, следует учитывать, что суммарная тяга и суммарная мощность в этих графиках учитывают добавку от реактивной силы, т.е.

,

где g = 9,81 м/с² – ускорение силы тяжести.

Расчет по формуле (21) аналогичен расчету по формуле (9).

3. Для каждой скорости полета на заданной высоте выполняются следующие расчеты:

3.1. По характеристикам двигателя определяются значения C_e и η_в.

3.2. Задаваясь рядом весов самолета от G_н до G_к определяется значение коэффициента подъёмной силы для каждого веса

.

3.3. По поляре самолета определяется значение коэффициента С_х и рассчитывается аэродинамическое качество К = С_у/С_х.

3.4. Проводится графическое интегрирование выражения (20). Для чего вычисляются значения функции f для ряда весов самолета

.

Строится графическая зависимость f (G). Площадь под кривой f(G) разбивается на элементарные трапеции. Просуммировав площади трапеций, получаем дальность полета. Примерный вид f(G) показан на рисунке 3.

3.5. Строится график функции L_кр(V) для данной высоты.

4. Задается несколько значений высот и для каждой высоты проводятся расчеты по пункту 3. Анализируя полученные зависимости L_кр = f(V, Н), определяется высота, скорость полета и соответствующая им максимальная дальность полета .

Примерный вид зависимостей L_кр = L_кр(V,H) показан на рисунке 4.

Если полет происходит на высоте Н ≥ 11 км, то расчет можно упростить. Дальность полета при этом определяется по формуле

. (22)

Порядок расчета следующий:

1. Определяется коэффициент сопротивления

, или ,

где N₁₁, η₁₁ – условная мощность и КПД двигателя на высоте 11 км; р₁₁, ρ₁₁ – давление и плотность воздуха на высоте 11 км; а – скорость звука на высоте полета.

2. По полярам для заданной скорости полета или числа М определяется С_у, и вычисляется К = С_у/С_х.

3. По характеристикам двигателя для заданной скорости V или числа М определяется значение КПД η_в и удельный расход топлива С_е.

4. Вычисляется функция дальности

,

И строится зависимость f(V) или f(M) по которой определяется оптимальная скорость или число М, соответствующие максимуму f.

5. По формуле (22) вычисляется дальность полета.