15.5 Режимы работы двигателя
Всё чаще на военных двигателях используются электронные системы управления, которые гарантируют контроль над всеми действиями. (FADEC - полная ответственность, или цифровой электронный контроль над управлением; эта аббревиатура используется в системах управления на современных двигателях). Часть контроля остаётся, конечно, в руках пилота, в том случае, если возникает критическая ситуация, но, однако существуют ограничения на время, в течение которого пилот способен поддерживаться некоторые эксплуатационные режимы. К критическим режимам двигателя часто относят:
Боевой режим (Форсаж)
Это
процесс работы двигателя с включенной
форсажной камерой, когда двигатель
работает при максимально - дозволенной
температуре на входе в турбину,
максимальной температуре за компрессором
или максимальной величине отношения
.
Период работы на данном режиме обычно
ограничен, скажем, 2.5 минутами.
Максимальный бесфорсажный режим
Это максимальная работа двигателя без использования форсажной камеры. В самом простом случае, при действии форсажной камеры состояние двигателя вверх по течению до выхода из турбины поддерживается таким же, как и при боевом режиме.
Промежуточный форсированный режим
На этих режимах разрешается работать намного дольше, приблизительно 30 минут. Форсажная камера включена
Максимальный продолжительный режим (Номинальный):
Это состояние, при котором двигатель может использоваться без ограничения во всём операционном диапазоне или времени полёта.
БИЛЕТ № 38
Самолёт, совершающий горизонтальный разворот. (14.1)
14.1 Подъем и ускорение
Подъемная
сила L
связана с динамическим напором
и
коэффициентом подъёмной силы:
, |
(14.1) |
где А - площадь крыла. Для установившегося полёта величина подъёмной силы равна весу самолёта m · g, т. о. m · g / A определяет нагрузку крыла. Обратите внимание, в таблице 13.2, величина нагрузки на крыло самолёта F-16 меньше половины величины самолёта Boeing 747-400. Низкая нагрузка на крыло, как следствие больших габаритов крыльев относительно веса всего самолёта, необходима для увеличения маневренности. Хотя форма крыльев влияет на подъёмную силу, производимую при данной скорости полёта и плотности воздуха, наиболее важным параметром, определяющим максимальный взлётный вес, является площадь крыла. Площадь крыла устанавливается весом самолета и определяется нагрузкой крыла. Для самолёта (NFA), нагрузка крыла принимается равной 3 500 Н / м2.
При совершении взлёта и посадки коэффициент подъемной силы повышается за счёт использования щитков закрылок, предкрылков или эффекта выдувания, но для большой скорости полёта подобное используется редко. Верхний предел коэффициента подъёмной силы зависит от числа Маха, но для различных самолётов-истребителей эта величина находится в пределах небольшого диапазона. Для рассматриваемой нами задачи, максимальная величина коэффициента подъёмной силы будет меняться от значения 1.00 для числа Маха М = 0.7, до 0.4 для М = 1.5; для простоты и удобства расчётов, в этом интервале чисел Маха будет принята линейная зависимость.
Максимальное ускорение и величина перегрузки, которая может быть достигнута, определяется пиковой величиной коэффициента подъёмной силы. Для угловой скорости разворота, главную , определяющую роль имеют площадь крыла и динамическое давление.
Выбор полной степени повышения давления. (16.3)