Авиационные приборы и системы

Характеристика винтомоторной группы:

а) мощность винта;

б) сила тяги того же двига-теля

На рисунке 2.25а показана зависимость мощности винта Nв от скорости полета v, а на рисунке 2.25б – зависимость тяги Pв винта от скорости v. Известно, что , где N – мощность дви-гателя, ?в – КПД винта. Мощность двигателя мало зависит от скорости полета v, а падение ее при больших скоростях обусловлено падением КПД винта.

Сила тяги равна

. (2.29)

Она уменьшается как по причине возрастания скорости v, так и по причине уменьшения КПД винта. Здесь принято: Pв – сила тяги в кг, N – мощность двигателя в лошадиных силах (л.с.), v – в .

Поршневые двигатели не могли обеспечить самолету больших скоростей полета. На больших скоростях требуется значительное увеличение мощности двигателя. Например, для достижения скорости 1200 км/ч потребуется тяга винта 3500 – 4000 кг. При ?в = 0,7 0,8 мощность двигателя должна быть

л.с.

Такой двигатель будет иметь большой вес (около 13000 кг), большие габариты и громоздкий винт.

Есть еще одна существенная причина ограничений по скорости самолета с поршневым двига-телем. Речь идет о волновом кризисе винта в потоке воздуха при большой скорости. Наступает режим сверхзвукового обтекания лопастей винта, наступает сильная турбулизация потока. Раньше всего сверхзвуковое обтекание наступает на концах лопастей винта, а дальше распро-страняется и к комлю его. Происходит «закипание» воздуха, КПД резко падает, винт испытывает сильные колебания и удары. По этой причине ограничиваются скорость полета и надежность силовой установки.

Поршневой двигатель обладает высокой экономичностью, т.е. сравнительно малым удельным расходом топлива Се кг/л.с.час (килограмм топлива на одну лошадиную силу в час). Например, при Се = 0,22 кг/л.с.час и N = 2500 л.с. часовой расход топлива Gтоп = Се • N = 0,22•2500 = 550 кг/ч.

Сказанное тут обуславливает целесообразность применения ВМГ на скоростях полета до 600 – 650 км/ч.

Максимальная скорость самолета с ВМГ определяется по формуле (приближенно):

км/ч, (2.30)

где N – мощность двигателя на данной высоте полета в л.с., ? – относительная плотность воз-духа, S – площадь крыла в м2, ? – коэффициент в м2, величина которого зависит от количества двигателей и способа его охлаждения (жидкостное или воздушное) (? ?0,13– 0,2) [25].

Максимальная высота полета такого самолета определяется по формуле:

км, (2.31)

где NН – мощность двигателя на расчетной высоте; Нрасч – высота полета, до которой сохраня-ются работоспособность двигателя без потери мощности; G – полетный вес самолета; S – площадь крыльев; ? – удлинение крыла.

Дальность полета самолета с ВМГ определяется приближенно по формуле:

, км, (2.32)

где Gтоп – вес топлива в кг; vmax – максимальная скорость на данной высоте в км/ч; N – мощ-ность двигателя на той же высоте в л.с.; Се – удельный расход топлива на той же высоте в кг/л.с.час; F – коэффициент, зависящий от числа двигателей (1,38 – для одного, 1,48 – для двух и четырех двигателей).

Длина разбега и длина взлетной дистанции определяется по формуле:

, м, (2.33)

где К = 0,75 для разбега, К = 2,1 для взлетной дистанции.

Посадочная скорость определяется по формуле:

км/ч. (2.34)

Самолет с турбореактивным двигателем

Стремление к получению больших скоростей привело к поиску новых принципов создания тя-ги летательного аппарата по сравнению с ВМГ.

Страницы: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84