Вертолёт, 2007 № 04
Шрифт:
Рис. 1.
Величина q Gможет быть определена экипажем вертолета не по приведенной формуле, а с помощью графика на рис. 2: нанеся на верхнюю горизонтальную ось точку (q G) 0= 22,7 1/км, перемещаемся параллельно прямым, соответствующим влиянию коэффициента К (в нашем примере летчик включил СКВ + ПЗУ + ПОС дв). Затем перемещаемся эквидистантно семейству кривых U до фактической величины U (в примере ветер встречный, U = 48 км/ч). В этой точке прочитывается q G= 29,7 1/км. Таким же методом определяют q Gна других высотах (например, Н = 1, 3, 4 км) и, сравнив полученные величины, находят Н оптЗатем на Н оптопределяют, как описано выше, опт и(V пр) опт.
Для вычисления параметров крейсерского режима экипаж может воспользоваться «устройством» в виде тетради с вынимающимися страницами. На ее страницах даны графики (рис. 1), а информация, не зависящая от условий полета (табл. 1–3), размещается на внутренней стороне обложки тетради. Там же приведен пример определения оптимального режима полета. После определения параметров крейсерского режима использованная страница вынимается. На следующей странице по графику (рис. 1) в соответствии с меняющимися условиями полета определяются , (q G) 0, C vдля новых величин m, Н, t.
Другой вариант использования описанных графиков и таблиц — размещение их на планшете, который состоит из корпуса (кармана) и выдвигающегося вкладыша. График, показанный на рис. 1 (без шкал (q G) 0и m), размещается на вкладыше, а показанный на рис. 2 — на корпусе. На корпусе также расположены шкала m, таблицы и пример определения оптимального режима полета. Экипажу не нужно проводить вертикали и горизонталь, как на рис. 1, так как у планшета их заменяют подвижный вкладыш и кромка корпуса. Нужно только выдвинуть вкладыш так, чтобы совпали рассматриваемые величины m и Н. По кромке корпуса прочитываются величины опт, (C v) опт.При определении Н оптнаходят q G: из точки, равной величине (q G) 0, перемещаются по графикам корпуса так, как показано на рис. 2.
Тетрадь или планшет могут быть заменены калькулятором. Однако операции по определению оптимального крейсерского режима с помощью тетради или планшета настолько просты, что в калькуляторе нет необходимости.
| t | 20 | 0 | — 20 | — 40 |
| =91 %, (q G) 0 | 22,7 | 23,4 | 25,8 | 29,3 |
| q 0, m=35/55 | 8/12,5 | 8,2/13 | 9/14,2 | 10,3/16,1 |
| опт(%) | 90,5 | 86,5 | 85 | 85 |
| (q G) 0 min.min | 22,7 | 22,7 | 22,8 | 24,4 |
| q 0 min.min, m=35/55 | 8/12,5 | 8/12,5 | 8/12,5 | 8,5/13,4 |
| экономия, % | 0 | 3 | 13 | 20 |
| экономия,
| 0 | 0,2/0,5 | 1/1,7 | 1,8/2,7 |
Рис. 2. Определение q Gв зависимости от (q G) 0, использования систем вертолета и скорости ветра
Рис. 3. Зависимость минимального километрового расхода топлива от температуры наружного воздуха и частоты вращения несущего винта
После выхода вертолета на заданный эшелон, то есть в начале полета по маршруту, штурман или другой член экипажа определяет параметры оптимального крейсерского режима для первого участка маршрута и докладывает их командиру экипажа. На этом режиме командир выполняет полет по маршруту.
После изменения полетной массы вертолета из-за выработки 2–3 т топлива (примерно через час полета) или после резкого изменения условий полета (направления и скорости ветра, температуры воздуха) штурман определяет для предстоящего участка маршрута новые параметры оптимального крейсерского режима, в соответствии с которыми командир изменяет режим полета.
Рассмотрим некоторые результаты расчетов минимального относительного километрового расхода топлива (q G) 0. На рис. 3 показан график (q G) 0= f(t) для всех сочетаний m и Н, лежащих на одной горизонтали: m = 55 т, Н = 1,5 км; m = 50 т, Н = 2,1 км; m = 45 т, Н = 3 км; m = 35 т, Н = 5 км и др. Видно, что наименьшая величина (q G) 0 = 22,7 1/км может быть реализована при оптимальной частоте вращения несущего винта, которая изменяется от опт= min= 85 % при t = -11° до опт= max= 91 % при t = 22°. Если t < -11° и t > 22°, то (q G) 0увеличивается.
Определим экономию топлива. Сейчас на указанных высотах летчик должен устанавливать = 91 %. На этой частоте вертолет имеет (q G) 0, указанные в табл. 4. Видно, что с предписанной РДП-26 частотой при отрицательных температурах наружного воздуха расход топлива на 10–20 % больше.
В таблице также приведены физические величины километрового расхода топлива для m = 35 т и m = 55 т: q 0= (q G) 0m/100.
Экономия топлива при отрицательных температурах равна 1–1,8 кг/км с m = 35 т и 1,7–2,7 кг/км с m = 55 т. Подразделение, эксплуатирующее несколько вертолетов зимой, в высоких широтах или в горах, сэкономит около 200–300 т топлива в год.
Представление о том, что уменьшение частоты вращения винта всегда приводит к уменьшению расхода топлива, неверно. В нашем примере оно справедливо только при t < -11°.
На малых высотах полета, когда по РДП-26 летчику предписано держать = 88 %, и при t > 0 опт= min= 88 % экономия топлива невозможна. При t < 0, когда опт= min= 85 %, экономия равна 5–8% при t = 0 и 8-10 % при t = -40°.
На рис. 4 показана зависимость (q G) 0от высоты полета при m = 45 т для нескольких сочетаний t и . Очевидно, что для этой массы вертолета при средних (стандартных) температурах H опт= 2–2,5 км. При уменьшении температуры H оптувеличивается. При уменьшении массы вертолета H опттакже увеличивается (для m = 35 т H оптбольше, чем для m = 45 т, на 2 км), а при увеличении массы — уменьшается (для m = 55 т H оптменьше на 1,5 км).
Следовательно, при уменьшении массы вертолета из-за выгорания топлива выгодно увеличивать высоту полета. Однако надо иметь в виду, что приведенные величины H оптотносятся к условиям, когда скорость ветра по высоте постоянна. Но из-за ее изменения, а также нестандартного изменения температуры по высоте H оптможет существенно отличаться от данных на рис. 4, так что ее нужно определять так, как описано выше.
Изменяя частоту вращения несущего винта на экономической скорости и при полете по вертикали, можно (построив графики, как на рис. 1) минимизировать потребную мощность вертолета, что приведет к увеличению максимальной продолжительности и потолков полета. Оптимальная частота вращения НВ в зависимости от условий полета определяется по аналогичной методике.