Под дальностью полета вертолета понимают расстояние, которое может пройти вертолет по маршруту от места взлета до места посадки. Продолжительность полета вертолета – это время пребывания вертолета в полете от взлета до посадки.
Дальность и продолжительность полета вертолета зависят от запаса горючего и от режима полета, т. е. скорости, высоты и числа оборотов несущего винта, а также от атмосферных условий и регулировки двигателя. Дальность и продолжительность полета, кроме того, зависят от полетного веса вертолета. Чем больше полетный вес вертолета, тем больше должна быть тяга несущего винта и, следовательно, потребная мощность и расход горючего [4].
Расход горючего может представляться как:
1 Удельный расход топлива Се – это количество топлива, расходуемое на создание мощности 735,5 Вт (1 л. с.) за один час. Се зависит от частоты вращения турбокомпрессора .
2 Часовой расход топлива Qчас. – это количество топлива, расходуемое за один час полета. Он зависит от скорости полета, то есть минимальный часовой расход топлива соответствует экономической скорости полета. Рассчитывается часовой расход по формуле.
Qчас. = Се·Р/ρ
где Се – удельный расход топлива; Р – мощность двигателя; ρ – плотность горючего.
3 Километровый расход топлива q – это количество топлива, расходуемое на один километр пути. Минимальный километровый расход топлива соответствует скорости наибольшей дальности полета.
q = Qчас./V
где V – скорость полета вертолета.
Обычно часовой и километровый расходы выражаются в литрах, а не в килограммах. Поскольку полный запас горючего на вертолете определяется емкостью бака в литрах, то определение расходов в объемных единицах удобнее, чем в весовых единицах.
Дальность полета определяется по формуле
где V – скорость полета; Т – сила тяги винта; Р – мощность двигателя; Се – удельный расход топлива; Gт – вес запаса топлива; Gвзл – взлетный вес вертолета.
Продолжительность полета определяется по формуле
)
где V – скорость полета; Р – мощность двигателя; Се – удельный расход топлива; Gт – вес запаса топлива; Gвзл – взлетный вес вертолета.
Удельный расход топлива для рассматриваемого легкого вертолета равен Се = 0,0002 кг/Вт·час, сила тяги винта Т = 8000 Н, мощность двигателя равна Р = 115 кВт.
По итогам проведенной оптимизации конструкции лонжерона лопасти несущего винта вертолета ее масса снизилась на 1 кг. Суммарное снижение массы составило порядка 3 кг, т. к. несущий винт трехлопастный. Таким образом, появившуюся выгоду в массе можно использовать для увеличения запаса горючего.
Рассчитаем по формуле (4.3) дальность полета для вертолета с оптимизированным лонжероном при стандартном запасе топлива и уменьшенной взлетной массой (R53647) и для варианта с увеличенной массой горючего, равной сниженной в ходе оптимизации массе (R56650). При расчете учитывается, что оптимальные значения скорости и высоты при полете на дальность равны 120 км/ч и 1000 м соответственно. Тогда
R53647 = 351,9 км;
R56650 = 371 км.
На рисунке 4.1 представлен график сопоставления дальностей полета при одинаковом значении запаса топлива.
Рисунок 4.1 – Сопоставление дальности полета R при одинаковом запасе топлива Gт, где 1 – дальность полета вертолета с неоптимизированным лонжероном; 2 – дальность полета вертолета с оптимизированным лонжероном
Сравнив полученные результаты с изначальной дальностью 350 км при скорости полета 120 км/ч видим, что при неизмененном запасе топлива (53 кг) и сниженной, относительно начальной, массы 647 кг дальность полета вертолета возрастает на 1,9 км. При увеличении запаса горючего на 3 кг и сопоставимом с изначальным полетном весе 650 кг дальность полета возрастает на 21 км.