3.6. Метод мощностей

Для самолетов с ТВД определение летных характеристик проводится по методу мощностей, аналогичному упрощенному методу тяг и основанному на сравнении потребных и располагаемых мощностей.

Потребная мощность определяется как произведение потребной тяги на скорость полета :

. (3.28)

Располагаемая мощность равна

, (3.29)

где - число двигателей, - максимальная эквивалентная мощность, - расчетный коэффициент полезного действия винта.

Типичная диаграмма потребных и располагаемых мощностей приведена на рис 3.13.

Кривая АВСD соответствует установившемуся горизонтальному полету. Точка А соответствует минимальной скорости , определяемой по соотношению (3.9). Наивыгоднейшая скорость соответствует точке С касания прямой, проведенной из начала координат, кривой потребной мощности. При докритических числах Маха полета ( ) она может определяться по соотношению (3.10).

Экономическая скорость соответствует минимальной потребной мощности (точка В). Максимальная скорость соответствует точке D пересечения кривых потребной и располагаемой мощностей.

Область, лежащая выше кривой АВСD, в каждой точке которой реализуемая мощность превышает потребную мощность , является областью установившегося набора высоты.

О бласть, лежащая ниже кривой АВСD, в каждой точке которой реализуемая мощность меньше потребной мощности , является областью установившегося снижения.

Участку ВСD соответствуют устойчивые (первые) режимы движения, а участку АВ – неустойчивые (вторые) режимы движения.

На рис. 3.14 приведен типичный диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета самолета с ТВД.

На режимы полета самолета с ТВД накладываются те же эксплуатационные ограничения, что и рассмотренные в 3.3.

Установим связь между вертикальной скоростью и мощностью. Ранее было получено (3.18):

. (3.30)

Имея в виду, что , а , запишем

, (3.31)

где - избыток мощности.

М аксимальной вертикальной скорости соответствует максимальный избыток мощности . На рис. 3.15 приведена типичная зависимость максимальной вертикальной скорости от высоты полета . Теоретический и практический потолки определяются так же, как и для самолета с ТРД.

Время подъема самолета с ТВД определяется по соотношению (3.21), а барограмма подъема соответствует рис. 3.11.

4. ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА

4.1. Общие соотношения

для расчета дальности и продолжительности полета самолета

с турбореактивным двигателем

Дальностью полета называется расстояние, измеренное по земной поверхности, которое может пролетать самолет, расходуя определенный запас топлива.

При этом время, затраченное на полет, называется продолжительностью полета. Дальность и продолжительность полета определяются величиной располагаемого запаса топлива и выбором режима полета самолета.

Определим часовой расход топлива (кг/ч):

(4.1)

и километровый расход (кг/км):

если скорость задается в метрах в секунду, или

(4.2)

если скорость задается в километрах в час.

Поскольку где - масса топлива, то дальность полета при изменении массы самолета от начальной до конечной равна:

(4.3)

Поскольку то продолжительность полета при изменении массы самолета от до равна:

(4.4)