Высота наименьшего километрового расхода топлива

Километровый расход топлива для самолетов с ТРДД.

Если предположить, что масса самолета неизменна и удельный расход топлива , то получить километровый расход топлива минимальным можно тогда, когда минимальное. Он определяется путем проведения к кривой потреб.тяг касательной от начала координат и этот режим называется крейсерским режимом полета. V_кр<V_наив.

 

Минимальный километровый расход топлива с увеличением высоты полета быстро уменьшается, однако темп изменения по Н по мере приближения к практическому потолку самолета падает. На оказывает влияние аэродинамическое качество:

; ; (5.3)

Минимальный согласно 5.3 будет тогда, когда . Высота, на которой произведение будет максимальным, называется высотой минимального километрового расхода.

Горизонтальный полет самолета.Потребная мощность для ГП

Движение ЛА в ГП рассматривается при условии полного отсутствия движения воздушной среды относительно земли. ГП называется полет самолета при Н=const. В частном случае при ГП ЛА не имеет крена и скольжения. По длительности и продолжительности этот режим яв-ся основным для ЛА гражданской авиации. При ГП при заданном режиме полета уравновешены все силы и их моменты.

Потребной мощностью наз-ся мощность, затрачиваемая для преодоления лобового сопротивления при заданной скорости и массе. с учетом

Минимум потребной мощности по скорости не совпадает с минимумом тяги по скорости. В отличии от потребной тяги, минимум которой определяется наивыгоднейшим углом атаки и максимумом К, потребная мощность будет иметь минимальное значение при минимальном значении

Горизонтальный полет самолета. Потребная скорость ГП

 

Скорость, необходимая для прямолинейного гориз установившегося полета при заданных полетной массе и угле атаки наз-ся потребной скоростью ГП.

 

При увеличении Н при постоянном угле атаки и удельной нагрузки на крыло V_потр увеличивается. Режим ГП на заданной высоте и при заданной полетной массе обычно задается не воздушной скоростью, а приборной.

V- истинная возд ск-ть V_пр – приборная ск-ть V_i- индикаторная ск-ть

.Постоянство приборной скорости указывает на постоянство величины скоростного напора. с увеличением Н различие м/у V и V_i возрастает. В случае самолета с постоянной массой коэф-т С_y, а сл-но α остаются постоянными. Сохранение индикаторной скорости при α=const на всех Н имеет большое значение для безопасности полета, т к позволяет пилоту контролировать угол атаки через V_пр.