Техника вертикального взлета и посадки (Хафер К., Закс Г., 1985 - Техника вертикального взлета и посадки), страница 57

Потери в хорошо сформированных отклоняющихся потоках (на профилированных лопатках и в патрубках) составляют лишь несколько процентов. При поворотах струи закрылками, изображенными, например, на рис. 2.2.4, потери существенно выше. КПД подобных систем поворота вектора тяги представлены, например, на рис. 2.2.6. Потери на управление при висении и балансировке. Управляющие ускорения, необходимые для осуществления маневра в неблагоприятной ситуации по тангажу, крену и рысканию, приводят к потерям тяги либо из-за отбора воздуха от двигателей для подвода его к струйным рулям, либо из-за непосредственного управления симметричными двигателями для создания необходимых управляющих моментов. В гл.

3 рассмотрены различные способы создания управляющих ускорений и приведены данные о возникающих при этом потерях тяги на режиме висения. Разбалансировка из-за возможных изменений положения центра масс, а также все другие виды разбалансировки, например из-за влияния бокового ветра, интерфереициоиного воздействия газов от подъемных двигателей или подсасывающей силы вблизи земли, требуют иметь определенный запас общей тяги, который необходимо учитывать при расчете баланса.

Потери вследствие влияния близости земли. Дополнительные силы возникают вследствие газодинамических, а также тепловых эффектов, возникающих при работе двигателей вблизи земли. Сущность этих эффектов рассмотрена в равд. 5.2 и 5.3; там же анализируется роль различных проектных параметров СВВП прн оценке влияния эффектов близости земли.

Положительные эффекты близости земли могут учитываться при компенсации отрицательных эффектов, однако следует принимать во внимание зависимость тех и других от расстояния до земли Отказ двигателя. При определении потребной для вертикального взлета тяги следует всегда иметь в виду возможность отказа двигателя. При этом нужно учитывать вынужденное уменьшение тяги симметричного ему двигателя, чтобы ие возникали недопустимые возмущающие моменты. Такого дополнительного уменьшения тяги можно избежать, если возможно перераспределение мощности в пределах силовой установки при помощи механических или пневматических связей. В любом случае при отказе двигателя необходимо повышение тяги или мощности работающих двигателей до предельного уровня, чтобы потери тяги из-за отказа свести к минимуму. Поэтому баланс подъемной тяги рассчитывается как для нормальных условий вертикального взлета и посадки, так и для случая отказа одного из двигателей.

332 Глава 8 8.2.3. Расчет баланса вертикальной тяги Табли Ча 8.2.1. Баланс вертикальной тяги СВВП с 12 подьемныьги двигателями Нормальный режи» Максимальная взлетная тига 750 кН (Н=О, МСА, !Зкбз кн) Потери тяги, кН Остаток тяги. кн Параметр Потеря тяги Окружающие условия: Н = 600 и, 1 = 29 'С (рис. 8.2.1) Рсциркуляция выхлопных газов Эффект близости земли Потери а аоздухозаборппке Управление на режиме висения: крен тангаж рысканпо Балансировка 14 1 ой 3 ауа 1 2 ой 2!ого 110,0 20,0 7,8 13,5 670,0 650,0 642,2 628,7 10,0 кН 8,0 кН 2,0 20,0 20,0 588,7 560,0 Располагаемая вертикальная тяга Г,фф Максимальный взлетный аес для Гофф/тд = 1,05 После того как установлены величины отдельных потерь (путем тщательных расчетов на основе данных изготовителя двигателей, а также испытаний моделей или экспериментальных образцов самолетов), можно определить максимальный взлетный вес СВВП.

Кроме того, необходимо предусмотреть запас тяги по крайней мере 2 — 5 ого в зависимости от конструктивной схемы самолета. В качестве примера рассмотрим СВВП с 12 подъемнымн двигателями, способный вертикально взлетать при высоте стартовой площадки над уровнем моря 600 м, температуре окружающего воздуха 29 'С и с запасом тяги 5 ого. Для наглядности предполагается, что вертикальная тяга создается только подъемными двигателями.

Численные значения ие соответствуют в точности некоторому конкретному варианту проекта, но они выбраны близкими к данным аналогичных проектов, представленных на конкурс [26). В табл. 8.2.1 приведены данные по располагаемой величине и потерям вертикальной тяги для выбранного самолета, причем верхняя часть иллюстрирует случай взлета со всеми работающими двигателями, а нижняя часть — при отказе одного двигателя, причем для обеспечения симметрии тяги произведено отключение симметричного ему двигателя.

Затраты дополнительной тяги для выполнения балансировки СВВП в случае отказа двигателя при таком симметричном расположении двигателей не требуются, как это Особые проблемы разработки и условия применения СВВП 333 Отказ двигателя Аварийная валетная тяга 700 кН 1Н=о. МСА, !ОХ7Г кН) Потеря тяги, кН Остаток тяги, кН Потеря тяги, ". Параметр Окружакнцне условия: И = 600 м, ! = 29 ЬС (рнс.

8.2.1) Рецнркуляцня выхлопных газов Эффект близости земли Потеря в воздухозаборннке Управленце на режиме висения Баланснровка 601,3 583,3 576,3 564,2 14,1 3 1,2 2,1 98,7 18,0 7,0 12,1 10,0 10,0 Располагаемая вертикальная тяга гэфф Максимальный взлетный вес для Гэфф/тд = 1,044 544,2 520,0 может быть в случае несимметричной компоновки двигателей. Затем предполагается, что в аварийном режиме затраты мощности иа управление и балансировку могут быть снижены в два раза.

В рассматриваемом случае уровень тяги силовой установки при отказе одного подъемного двигателя и отключении другого определяет взлетный вес, который и принимается как определяющий для данного проекта. В проектных предложениях для транспортных СВВП, фиксируя взлетный вес, стремятся назначать одинаковую подъемную тягу как для аварийного режима, так и при нормально работающих двигателях. Это достигается, например, в самолете 1!о 231 путем использования при нормальном взлете тяги маршевых двигателей для вертпкалыюго подъема лишь на одну треть (в основном с целью уменьшения уровня шума). В случае отказа одного из двигателей используется резерв тяги путем перевода маршевых и подъемных двигателей иа максимальный режим, хотя при этом уровень шума повышается.

При анализе данных табл. 8.2.1 следует также отметить, что выбираемая силовая установка СВВП должна иметь тягу, которая примерно на 25 075 больше расчетной (без потерь) для нормального взлета при Н = О и МСА. Этот большой запас тяги объясняется главным образом необходимостью учитывать'самые неблагоприятные условия на взлетно-посадочных площадках вероятного района базирования СВВП.

334 Глава о' 8 3. ВЛИЯНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ НА ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ЭКОНОМИЧНОСТЬ ПОЛЕТА З.ЗЛ. Изменение дальности полета в зависимости от условий взлета Основные соотношения. Расчет подъемной тяги, необходимой для вертикального взлета, показывает, что силовая установка с учетом возможных потерь тяги должна быть спроектирована более мощной, чем это минимально необходимо. Максимальный взлетный вес самолета определяется располагаемой подъемной тягой при условиях обеспечения достаточного вертикального ускорения и уверенного выполнения подъема и переходного режима. Запас подъемной тяги задается выражением а = (Š— дшл)1дшл. (8.3.!а) Если располагаемая подъемная тяга вследствие неблагоприятных окружающих усчовнй (см.

также рис, 8,2.1) уменьшается, то прн сохранении постоянства величины запаса тяги необходимо уменьшать взлетный вес. Подобное уменьшение взлетного веса может быть достигнуто ценой уменьшения либо полезной нагрузки, либо запаса топлива. Поэтому требуется оценить зависимость летных характеристик СВВП от окружающих условий на взлете (см. также (9)).

Если полезную нагрузку уменьшить нельзя, то приходится прибегать к уменьшению запаса топлива, что приводит к уменьшению дальности полета. Для оценки этого явления можно взять в качестве эталонной дальность полета оочсх и и (дальность для взлета с высоты Н = О прн условиях МСА). Основываясь на запасе подъемной тяги, соответствующем взлету с площадки при указанных условиях е=(Ео кшло)1Дш ~о (8.3.!б) можно получить следующую взаимосвязь между зависящим от окружающих условий уменьшением тяги ЛР, уменьшением взлетной эшссы Лтл и сокращением запаса топчива вчтв..

~лов ~лоА (А~16~()+а) (8.3.2) Уменьш ние дачьности полета определяется отношением изменения запаса топлива Лтв к начальному значению тво запаса топчива при взчеге СВВП с площадки прн эталонных условиях окружаю.цей среды (Н = О, МСА). Для относительного изменения вертикальной тяги можно записать (см. также выражения (8.3.!б) н (8.3.2)) ВГ Втл Втв Втв тв, (8.3.3) Го тАо тАо тво тАо Особые проблемы разработки и условия применения СВВП 335 Следовательно, Ьтв ЬР/ро (8.3.4) тВо тво/тАо В работе П ) показано, что горизонтальная дальность полета а пропорциональна отношению масс 2т „/(т, + т,):~ В,' —,'2твфт, + т,), ,'(8.3.6а) где т, н т, — массы самолета в начале н конце маршрутного полета, Здесь предполагается, что удельный расход топлива незначительно зависит от окружающих условий н поэтому может считаться постоянным.

Запас топлива определяется формулой та = тасс+ тв + тв а масса самолета в начале маршрутного полета равна т, = = тл — твМасса самолета в коице маршрутного полета определяется выражением т, — — т, — тв . Для дальности полета, используя выражение (8.3.6а), можно записать В 2твм зтам/(тя — таст) 3 (тя — и'асс) там 3 — там/стА — и'Вес) Для эталонного случая а н з в формулу (8.3,6б) следует подставить выражение там = твм,. Если располагаемый запас топлива для маршрутного полета уменьшается вследствие неблагоприятных окружающих условий на площадке взлета, то спра. ведливо следующее соотношение: Ьта т „= „о()+ тамо (8.3П) Если предположить, что транспортный СВВП будет использоваться преимущественно на коротких линиях, то необходимый для полета запас топлива твм будет сравнительно мал. Как следует нз проекта, приведенного в работе [26), расход топлива в полете на маршруте тв имеет примерно ту же величину, что для взлета н набора высоты тв„, а также посадки, включая полет в зоне ожидания тв„.

При этом расход топлива при взлете н наборе высоты почти вдвое больше, чем при посадке н полете в зоне ожидания, Так как расход топлива в этих фазах полета известен, то меньшая заправка топливом вследствие снижения вертикальной тяги при взлете, обусловленного окружающими условиями, сильно скажется на дальности. Для дальнейшего рассмотрения выражение (8 3.4) целесообразно преобразовать следующим образом: Ьтв ЬР/Ро (8 3.5) тамо тамо/тАо 336 Глава 8 (1 ЬГ~Г« =(1+ мел,и=о х твко!тле ) Ч 2 тамо (1 ЬГ/Го тле — тв ст (и твмоlтло )~ 18.3.8) 10 Вмос и-о Оа Г,О ЗМС», И:О О,а О,б 0,6 О, 0,4 о,г о го го зо оо со г 'с 0 со го го 0 г,'с Рис.

8.3.2. Вл~ яние температуры окружающего воздуха 1 при взлете с Н = 0 на относительную дальность полета при различных значениях относительного запаса топлива твмс!тло. гтно О,О4З Рис. 8.3.1. Влияние температуры окружающего воздуха и высоты места взлета на относительную дальность полета. мел. и= з, "'в.о"ало= о,г, тв. ~ "ло= = 0,043. Примеры расчетов.

На рис. 8.3.1 — 8.3.3 показано влияние окружающих условий на дальность маршрутного полета самолета при постоянном полезном грузе. Данные получены при помощи формулы 18.3.8) для варианта СВВП, характеристики которого представлены в табл. 8.2.1.