Дальность и продолжительность полета на вертолете
Дальностью полета L называется расстояние, которое может пролететь (пролетел) вертолет по маршруту полета от места вылета до места посадки. Продолжительностью полета t пол называется время пребывания вертолета в полете (т. е. время, прошедшее с момента взлета до посадки).
Дальность и продолжительность полета зависят от количества (запаса) топлива на борту вертолета при взлете и экономичности его расходования. Запас топлива на вертолете может зависеть от массы перевозимого груза. Экономичность расходования зависит от свойств СУ, полетной массы вертолета и режима полета. Следовательно, в зависимости от поставленной задачи и условий ее выполнения могут быть разными как запас топлива, так и его расход и, естественно, возможные дальность и продолжительность полета.
Кроме того, могут быть отклонения от заданного маршрута или режима полета, вызванные неточностями вертолетовождения экипажем, а также различными внешними причинами, предвидеть которые не всегда удается (изменения метеорологических условий, действия противника и т. д.). Поэтому при определении возможностей по дальности и продолжительности полета необходимо учитывать как различные эксплуатационные факторы, так и случайные причины, которые могут повлиять на дальность и продолжительность полета.
Каждый полет вертолета состоит из нескольких этапов. Определив дальность и продолжительность каждого этапа, можно определить суммарную дальность и продолжительность полета. Простейший схематизированный профиль полета вертолета состоит из трех этапов: набора высоты, горизонтального полета и снижения. Таким образом, дальность полета L можно определить как сумму трех величин — расстояний (дальностей), достигнутых при наборе Lнaб, в горизонтальном полете Lгп и при снижении LCH:
L = Lнаб + Lгп + Lсн.
Аналогично дальности продолжительность полёта можно определить, сложив время набора высоты , горизонтального полета и снижения:
t пол = t наб + t гп + t сн
У вертолетов пути набора высоты и снижения обычно составляют очень небольшую долю общей дальности полета. Поэтому нет необходимости останавливаться на методах их расчета. Наивыгоднейшие режимы набора высоты и снижения указываются в Инструкции экипажу конкретно для каждого типа вертолета. Там же на графиках и в таблицах приводятся значения Lнаб, Lсн, и соответствующие затраты топлива в зависимости от набираемой (теряемой) высоты полета.
Остается, таким образом, найти величины дальности и продолжительности горизонтального полета и проанализировать основные закономерности, их определяющие. Проще всего эти величины определяются при выполнении горизонтального полета с постоянной скоростью в безветрие.
При полете вертолета на дальность можно считать, что режим работы двигательной установки не изменяется и, следовательно, характеристики расхода топлива на данном участке неизменны. Каждый тип двигателя имеет свои характеристики экономичности расхода топлива. Расход топлива силовой установкой за час полета называется часовым расходом Q ч (кг/ч). При этом двигатели развивают эффективную мощность Ne.
Отношение часового расхода топлива к эффективной мощности называется удельным расходом топлива Се:
Се = Q ч / Ne
Св — расход топлива на выработку 1 л. с. мощности двигателя в час.
При полете вертолета со скоростью V силовая установка за час расходует Q ч кг топлива, а вертолет (в штиль) пролетает за это время S км пути. Следовательно, поделив Q ч на V, можно найти сколько топлива тратится на каждый километр пройденного пути:
q км = Q ч / V
Величина q км называется километровым расходом топлива.
Зная располагаемый запас топлива для горизонтального полета Wгп и величины километрового и часового расходов, легко определить дальность и продолжительность этого участка полета:
Lгп = Wгп /q км
t гп =Wгп / Q ч
t гп = Lгп/ V
По этим формулам находятся общие возможные дальность и продолжительность полета.
Различают понятия «техническая дальность», «практическая дальность», «тактическая дальность». Наиболее важным является понятие «практическая дальность», рассматриваемое в настоящей главе.
Практической для заданного режима и профиля полета называется дальность полета вертолета при данной заправке топлива, рассчитанная без расходования минимального гарантийного и невырабатываемого остатков топлива. Аналогично понятию «практическая дальность» применяется понятие «практическая продолжительность полета». Часто бывает важно знать, на каком максимальном расстоянии от аэродрома вылета вертолет может выполнить какое-либо задание и вернуться на свой аэродром. При этом используется понятие «радиус действия».
Тактическим радиусом действия называется максимальное расстояние, которое может пролететь вертолет (группа) с заданным режимом или профилем полета от аэродрома вылета до объекта действий с выполнением поставленной задачи и возвращением на свой аэродром при данной заправке топлива без расходования минимального гарантийного и невырабатываемого остатков топлива.
В реальных условиях при выполнении различных задач количество этапов полета может быть больше трех, а сами этапы по виду траектории и характеру пилотирования могут быть более сложными. При этом описанные выше принципы расчета дальности и продолжительности полета остаются справедливыми, но количество участков, на которые разбивается полет, увеличивается. Участки выбираются исходя из условия, чтобы в пределах каждого из них величины километрового и часового расходов топлива можно было считать неизменными.
Располагаемый запас топлива
Располагаемым (полным) запасом Wполн называется максимальное количество топлива, которое может быть в распоряжении экипажа на вертолете для выполнения задания (максимально возможная заправка).
Однако не всегда можно заправлять топливную систему полностью. На вертолетах заправка топлива во многих случаях зависит от нагрузки. Ведь взлетная масса вертолета mвзл не должна превышать предельную по условиям взлета и посадки mпред или максимально допустимую в эксплуатации mмак.
Поэтому на долю топлива остается разность между предельной (максимальной) массой вертолета и массой всего остального, что необходимо перевозить в полете.
WРАСП = GМАК — GВЕРТ — GЭКИП — GГР
ГДЕ GВЕРТ = GКОНСТР + GМАСЛ + GСЪЕМ.ОБ + GСПИРТ
Запасом топлива для горизонтального полета Wгп называется максимальное количество топлива, которое может быть израсходовано в гори- зонтальном полете:
Wгп = Wполн — Wземл — Wнаб — Wсн — Wгарант — Wневыр
где Wземл — расход топлива на земле — на запуск, прогрев, пробу двигателей и руление (устанавливается приказом в соответствии со средним расходом топлива); Wнаб — расход топлива на взлет и набор заданной высоты полета (дается в Инструкции экипажу); WCH —расход топлива на снижение и посадку (дается в Инструкции экипажу); Wгарант — гарантийный запас топлива (запас, учитывающий неточное выдерживание маршрута, изменение метеорологических условий, боевой обстановки и т. д.). Обычно для одиночного полета минимально принимают Wrap=10%, при полете звена в строю Wrap=15%, при полете эскадрильи и полка в строю Wгap = 20% коли- чества заправленного перед полетом топлива. В зависимости от степени подготовки экипажей и условий выполнения задания величина Wrap по решению командира может изменяться по сравнению с вышеуказанными величинами; Wневыр — невырабатываемый остаток топлива, зависящий от особенностей топливной системы конкретного типа вертолета.
Определение режимов максимальной дальности и продолжительности горизонтального полета
Максимальная дальность и продолжительность горизонтального, полета достигаются при наличии на борту располагаемого (максимального) запаса топлива. При этом дальность полета будет наибольшей, когда минимален километровый расход, а продолжительность — при минимальном часовом расходе. Величины часового и километрового расходов топлива существенно зависят от экономичности двигателя, показателем которой является его удельный расход топлива Се, и режима полета.
Удельный расход топлива дается в характеристиках двигателя. Он изменяется с изменением мощности двигателя и зависит, как и мощность, от числа оборотов. Эти зависимости различны для разных типов двигателей. Особенно резкая зависимость удельного расхода от числа оборотов наблюдается у газотурбинных двигателей. У поршневых двигателей эта зависимость менее резкая, уменьшение их мощности даже наполовину практически мало влияет на удельный расход, уменьшая его иногда на 5 — 10%. У ГТД (при уменьшении мощности до 0,5 номинальной) удельный расход повышается на 25—35%.
У вертолетов с ГТД часовой расход топлива достигает минимума при полете с такой скоростью, при которой мощность, потребная для выполнения горизонтального полета. Следовательно, наименьшее количество топлива в течение заданного времени будет израсходовано при полете на этой скорости. Поэтому такая скорость полета называется экономической V эк или скоростью наибольшей продолжительности полета Vtмах.
При данном запасе топлива продолжительность полета на экономической скорости будет максимальной. Полет на скорости, большей или меньшей Vэк приводит к уменьшению возможной продолжительности вследствие роста часового расхода, так как увеличивается N г п Так, продолжительность полета на режиме висения почти в два раза меньше максимальной.
Характер изменения продолжительности полета вертолета в зависимости от скорости показан на рис. 1.
Если пренебречь изменением Се/?м, километровый расход будет наименьшим, а дальность полета — наибольшей при полете на скорости, когда величина отношения Nr.n / V достигает минимума. Эта скорость соответствует полету при максимальном аэродинамическом качестве вертолета. Величина Vнв находится путем проведения касательной к кривой Nr .n =f(V) из начала координат.
Величина скорости VL max находится путем проведения касательной из начала координат к зависимости Qч =/(V) (рис.2).
При этой скорости полета километровый расход минимален, так как точка касания определяет минимум отношения Qч/V=q км. Зависимости q км =f(V) показаны на рис.1.
Для вертолетов с ГТД скорость наибольшей дальности значительно больше наивыгоднейшей. Ее иногда называют крейсерской скоростью Vкр , так как режим работы двигателя при полете у земли меньше номинального. Часто величина VLmax ближе к максимально допустимой, чем к Vэк . Это объясняется заметным падением удельного расхода топлива у вертолетов с ГТД при увеличении режима работы двигателей и скорости полета сверх экономической и наивыгоднейшей. Увеличение ?м по мере роста скорости полета) еще более способствует увеличению VLmn по сравнению с вертолетами с ПД.
При отклонении скорости полета от скорости наибольшей дальности в ту или другую сторону возможная дальность полета уменьшается (рис.2).
Влияние различный эксплуатационных факторов на дальность и продолжительность полета
С увеличением высоты полета удельный расход топлива у ГТД (рис.) уменьшается, что способствует уменьшению Qч и q км , увеличению дальности и продолжительности полета. Однако мощность, потребная для выполнения горизонтального полета на скоростях Vтах и VLmax, и отношение N г п / V на этих скоростях увеличивается, что, напротив, способствует уменьшению дальности и продолжительности полета. Влияние увеличения N г.п несколько ослабляется за счет, уменьшения Се при уменьшении степени дросселирования двигателей по мере увеличения высоты полета. Но увеличение высоты полета требует увеличения расхода топлива на участке набора, когда Qч и qKM больше, чем в горизонтальном полете.
В итоге действие этих противоречивых тенденций приводит к тому, что у вертолетов с ГТД, у которых скорости VLmax близки к максимальным, дальность полета при увеличении высоты в связи с уменьшением qKM увеличивается примерно до границы высотности двигателя. При наборе еще одного километра высоты полета дальность практически не изменяется, а на высотах, больших Нр +1000 м, начинает уменьшаться вследствие увеличения q км из-за существенного возрастания Nrn. Так, для вертолета Ми-8 дальность полета достигает максимума при полетах на высотах 2000 — 3000 м. Продолжительность полета у вертолетов с ГТД от высоты практически не зависит.
Как изменяются скорости наибольшей дальности и продолжительности полета в зависимости от высоты?
При увеличении высоты полета истинное значение скорости Vэк растет, но приборное не изменяется. Это значит, что независимо от высоты полета для выдерживания режима наибольшей продолжительности летчик должен выполнять полет при постоянной приборной скорости, равной Vэк у земли. Для вертолета Ми-8 эта скорость составляет 120-130 км/ч.
Истинное значение скорости наибольшей дальности при увеличении высоты вначале растет примерно пропорционально 1 / v. Следовательно, приборная скорость VLmax также остается постоянной.
Однако, начиная с некоторой высоты полета (1500—2000 м), величины скоростей наибольшей дальности сильно приближаются k значениям максимально допустимой скорости (особенно у вертолетов с ГТД). При этом начинают сказываться соответствующие ограничения по скорости полета. Поэтому, начиная с высот 1500—2000 м, значения скорости наибольшей дальности начинают уменьшаться, фактически соответствуя ограничениям максимально допустимой скорости, и на высоте динамического потолка становятся равными Vэк.
Влияние полетной массы вертолета
Увеличение полетной массы (веса) вертолета т требует увеличения Nг.п -мощности, необходимой для горизонтального полета, на всех скоростях. Поэтому увеличение массы вертолета (при постоянном запасе топлива Wполн) приводит к увеличению километрового и часового расходов топлива, к уменьшению дальности и продолжительности полета.
В среднем каждый процент увеличения массы сверх нормальной приводит к сокращению дальности на 0,4 ±0,6% при полетах на высотах до 1000—1500 м и на 0,8 — 1% при полетах на высотах 2000—3000 м у вертолетов с ГТД. Полетная масса вертолета в течение полета может уменьшаться как постепенно за счет выработки топлива, так и резко за счет выброски десанта или грузов. При небольших изменениях полетной массы (5 — 10%) можно расчет дальности проводить, считая массу неизменной, равной ее среднему значению.
В среднем каждый процент увеличения массы сверх нормальной приводит к сокращению дальности на 0,4 ±0,6% при полетах на высотах до 1000—1500 м и на 0,8 — 1% при полетах на высотах 2000—3000 м у вертолетов с ГТД. Полетная масса вертолета в течение полета может уменьшаться как постепенно за счет выработки топлива, так и резко за счет выброски десанта или грузов. При небольших изменениях полетной массы (5 — 10%) можно расчет дальности проводить, считая массу неизменной, равной ее среднему значению.
Влияние внешних подвесок
Внешние подвески увеличивают силу лобового сопротивления вертолета, а также его полетную массу по сравнению с вертолетом без подвесок. Поэтому мощность, потребная для горизонтального полета вертолета с подвесками, больше, чем без них на той же скорости за счет увеличения Nдв, а также Nинд и в некоторой степени Nnp.
Это приводит к увеличению как часового, так и в еще большей степени километрового расхода топлива на всех высотах полета. Поэтому дальность и продолжительность полета вертолета с внешними подвесками уменьшаются. Уменьшение дальности полета происходит более заметно и в зависимости от формы (силы лобового сопротивления) подвесок может достигать до 15-25%.
При некоторых видах внешних подвесок на тросе допустимые скорости полета существенно меньше, чем VLmax, а q км значительно возрастает. В таких случаях уменьшение дальности полета может достигать 50—60% по сравнению с вертолетом той же полетной массы, но без подвесок.
Влияние ветра
Если по условиям выполнения задания необходимо обеспечить наибольшую продолжительность пребывания в воздухе, полет следует выполнять на постоянной приборной скорости, равной экономической Vэк независимо от направления и скорости ветра. При этом наличие ветра не сказывается на максимальной продолжительности полета. Однако пройденный вертолетом путь за это время будет существенно зависеть от скорости и направления ветра, так как ветер изменяет путевую скорость, увеличивая ее при попутном и уменьшая при встречном направлении.
Изменение путевой скорости приводит к изменению продолжительности полета на заданную дальность. Кроме того, при изменении путевой скорости изменяется также километровый расход топлива q км . При попутном ветре q км уменьшается, при встречном — увеличивается: Поэтому попутный ветер увеличивает, а встречный уменьшает максимальную дальность полета по сравнению со штилевыми условиями. Вследствие относительно небольших скоростей полета вертолетов влияние ветра оказывается довольно заметным.
Влияние оборотов (частоты вращения) несущего винта
Уменьшение числа оборотов (частоты вращения) НВ приводит к некоторому уменьшению мощности, потребной для создания заданной тяги, за счет уменьшения профильных и индуктивных потерь. Это ведет к уменьшению N г.п. Поэтому на тех вертолетах, где допускается небольшое регулирование летчиком оборотов свободной турбины и НВ, целесообразно в полете на крейсерской скорости уменьшить их на 2—3%. Это обеспечивает уменьшение километрового расхода топлива на 1—1,5% и соответствующее увеличение дальности полета.
Однако уменьшение оборотов НВ приводит к более раннему по скорости появлетпо срыва потока с отсrупающих лопастей НВ. На высотах полета более 1500-2000 м скорости VLrmx близки к ограничениям по срыву потока. Поэтому использовать незначительные преимущества, получаемые за счет уменьшения оборотов НВ, можно практически лишь до высот 1000-1500 м.