При потолке выше 11 км, как вытекает из формулы (359\ Ск прямо пропорционально G. Поэтому, если по мере облегчения самолета летчик будет увеличивать высоту полета и она будет близка к потолку, то можно будет считать, что Ск будет уменьшаться прямо пропорционально уменьшению G. В предыдущем разделе мы показали, что при наличии волновых сопротивлений у потолка CKmln„,in получается, при полете с V*p, на той высоте, на которой VHaHB= V*p. Величина V*p выше 11 км зависит только от су. При ^HaHB=const, но наличии изменения веса самолета, у* ■=const, т. к. кривые ^„адз и V*p будут пересекаться при одном и том же значении V* С G Поскольку же CKmiamln= > то очевидно, что и в Лта* %р этом случае CKminraiI1 прямо пропорционально весу самолета.
При потолке выше 11 км, как вытекает из формулы (359\ Ск прямо пропорционально G. Поэтому, если по мере облегчения самолета летчик будет увеличивать высоту полета и она будет близка к потолку, то можно будет считать, что Ск будет уменьшаться прямо пропорционально уменьшению G. В предыдущем разделе мы показали, что при наличии волновых сопротивлений у потолка CKmln„,in получается, при полете с V*p, на той высоте, на которой VHaHB= V*p. Величина V*p выше 11 км зависит только от су. При ^HaHB=const, но наличии изменения веса самолета, у=const, т. к. кривые ^„адз и V*p будут пересекаться при одном и том же значении V* С G Поскольку же CKmiamln= > то очевидно, что и в Лта* %р этом случае CKminraiI1 прямо пропорционально весу самолета.
При Р0=0,085, как у двигателя «Нин», значение этого отношения плотностей равно 1,2; для двигателя Юмо оно равно 1,32, а если бы Р0 = Оу то отношение было бы равно 1,16. При потолке самолета, равном 15 800 Л1 (см. фиг. 198,а), это привело бы к тому, что для самолета с двигателем «Нин» было бы целесообразно, с точки зрения уменьшения Ск, лететь с максимальной скоростью на высотах больших 14 700 Л1, при двигателе Юмо—на высотах больших 14100 м, а если бы у двигателя было бы Ро=0, то полет с Vmax был бы целесообразен, начиная с высоты 14900 м.
Пользуясь формулами (351) и (356), очень удобно анализировать выгодность полета многомоторного самолета с ТРД ~-ри частично остановленных моторах. Так как Ср у большинства ТРД минимально при номинальных оборотах двигателя, то очевидна выгодность выключения части двигателей и полета с повышенными оборотами работающих двигателей. Для количественного анализа необходимо определить D по формуле (351) для нового значения -, так как при вы- РрО ключенни одних двигателей Рро уменьшится, и подсчитать Сканпшт по формуле (356). Обращаем внимание, что в формуле (356) значение С* г' р1^ г'1* ^Л _ р о изменяется прямо пропорционально . При остановке двигателя общий СЛ, кроме того, уменьшится в результате снижения Ср, вызванного уменьшением VcKmin - В итоге при выключении части двйгателей CKmin понизится, несмотря на увеличение D.
Если зависимость СЙ=/(Я) можно апроксимировать прямой, то, поступая так, как показано на фиг. 196, б, определяем на каждой высоте VCKmin и описанным выше путем подсчитываем Ск для этих скоростей. Полученные Ск и будут значениями CKmin. Для многих ТРД длительный полет с номинальными оборотами двигателя не разрешается. Такой полет может происходить лишь на крейсерских оборотах, меньших номинальных. Крейсерским оборотам будет соответствовать значение крейсерской тяги Ркр. Очевидно, что наибольшая скорость при Р Р длительном полете будет та, при которой " =-— . Pp. НОМ .
У самолетов с ТРД режимы наибольших продолжительности и дальности полета соответствуют несколько меньшим углам атаки, чем у самолетов с поршневыми моторами, при этом переход от Vmax к V, при которых Ск и Chминимальны, менее интенсивно сказывается на увеличении дальности и продолжительности полета. Так, например, если у истребителя с поршневым мотором переход от Ушах к V наивыгоднейшей с точки зрения дальности повышает ее примерно в 2,5 раза, то у истребителя с ТРД дальность повышается примерно в 1,1 —1,4 раза. При аналогичном переходе наибольшая продолжительность полета истребителя с поршневым мотором увеличилась в 4 раза, а у истребителя с ТРД—примерно в 1,5—2,8 раза. У самолетов с ВМГ практически скорость, рекомендуемая для полета на наибольшую продолжительность, была лишь немного меньше скорости, рекомендуемой для полета на наибольшую дальность. У самолетов с ТРД эти скорости существенно отличаются друг от друга.
На той высоте, на которой кривая Р =f(V) пересечет ривую Яп=/(у) в той точке, в которой ее касается прямая, роведенная так, как было указано выше (см. фиг. 196, б), 'скmin явится одновременно Vraax 11 ПРИ дальнейшем увеличении высоты полета для получения CK=min необходимо удеть лететь с Ушах- При схв=0 высота, начиная с которой VсKmia~V max на 1000—2000 м ниже потолка. Определение этой высоты мы риведем в дальнейшем. При достижении указанной высоты интенсивность умень-ения Ск при дальнейшем увеличении высоты полета заметно уменьшается. Все же падение Ск продолжается примерно до высоты практического потолка, а затем опять начинает возрастать. Расчеты показывают, что CKmin'npH переходе от земли к высоте, близкой к потолку, уменьшается в 3—4 раза, а следовательно, в несколько раз увеличивается наибольшая даль-ость полета самолета. Величина Сн=СрРа. Поэтому минимум часового расхода оответствует скорости, при которой (Cp/Jn)=min. При умень-ении Рп, как мы указывали выше, С'р увеличивается. Однако з фиг. 193 вь^гекает, что относительное изменение Р происходит быстрее относительного изменения Ср.
Если изменение относительного часового расхода горючего у двигателя по относительной тяге можно апроксимировать прямой и считать, что Ch=Ch0-\-kP, то оказывается легко графически определить скорость, при которой CK = min. Действительно ск=—А. (сЛ0+ kP) = k 3,6V 3,6V ch 3,6V л 3,6V * ло ' С\к ( С* о Рп\ с, о - - С'Лк /РрР0+РЛ с' Так как мы 'приближенно считаем, что —~С'р при изме- нении скорости полета остается постоянной, то очевидно Ск будет минимальным при той скорости, при которой мини- мально -2-J!—-. V Скорость, при которой имеет место этот минимум, легко найти, проведя касательную к кривой Pn—f{V) не из начала координат, а из точки, лежащей на оси ординат ниже оси абсцисс на расстоянии, равном РрР0 (см- фиг. 196, б).
Именно этим объясняются весьма большие удлинения крыла, равные 10—12, у современных многомоторных бомбардировщиков. Значение уменьшения сх0 как средства повышения Vmax общеизвестно. Возможность же повышения Lmax путем понижения сх0 часто недооценивалась, а между тем путем применения ламинарных профилей, уменьшения лобоврго сопротивления систем охлаждения и стрелковых установок конструктор может на десятки процентов уменьшить сх0 и этим п очень большой степени повысить дальность полета самолета. Поэтому система мероприятий, направленная к уменьшению сх0, является совершенно целесообразной не только для скоростного самолета, но и для самолета большой дальности полета. В частности, повидимому, не случайна встречающаяся в настоящее время установка на дальних многомоторных самолетах толкающих винтов, при которых возможно применение для крыльев ламинарных профилей.
Повышая, мы увеличиваем с , соответ- о ствующий Vm„, а так как при полете со скоростью 0,85Уш;!1 коэффициент с = ynV™a* , то очевидно, что увеличение 0 ,Оо а s — приближает качество самолета при полете с V = 0,8.5VmttX к максимальному его значению. Кроме того, уменьшение .S с крыла, несмотря на увеличение приводит к уменьше- о нию веса конструкции самолета и позволяет при одном и том же значении G увеличить Gr. гор. Изложенными выше соображениями объясняется тенденция повышения нагрузки на 1 м- у дальних бомбардировщиков. Кроме того, переходу к малым площадям крыльев бомбардировщиков содействует выгодность малой площади с точы. зрения значения Vmax. Оказывается, что если у дальней; бомбардировщика р~— подобрано так, что на расчетное высоте мотора на режиме Vmat оно равно (0,85—0,9)/уог. (см. п. 13), то при скорости (0,8—0,85) Vmtx полет происходи', на режиме, близком к Ктлх1 и сголь большие р оказываются выгодными с точки зрения дальности полета. Все сказанное выше о влиянии площади крыла на дальность полета касалось изм^н чтя 5 в известном диапазон -при постоянном G самолета.