3.7. Относительная масса топлива

При расчете массы топлива для полета на заданную дальность предполагается, что типовой полет совершается на высоте  = 500 м с крейсерской скоростью при [28, 33]:

, (3.49)

,

где  ‒ коэффициент, учитывающий 5%-ный навигационный запас топлива, расход топлива на переходных режимах, а также запас топлива на компенсацию возможных неточностей расчета, ≈ 1,12;  ‒ удельный расход топлива при работе двигателей вертолета на крейсерском режиме, кг/кВт·ч; ‑ коэффициент дросселирования двигателей на крейсерском режиме, = 0,68…0,81; ‑ относительная взлетная мощность двигателей . В расчетах принимают: = 0,72…0,765; ;

, (3.50)

здесь ‒ удельный расход топлива (табл. 3.10) на взлетном режиме вертолета; , , , ‒ коэффициенты, характеризующие изменение удельного расхода топлива в зависимости от высоты и скорости полета, температуры окружающего воздуха и степени дросселирования двигателя, соответственно:

.

Таблица 3.10

Удельные характеристики двигателей

Для турбовальных ГТД легких вертолетов удельный расход топлива может быть определен по формуле

. (3.51)

Принимая , зависимость (3.49) запишем в виде

. (3.52)

Для маломощных поршневых двигателей (ПД) вертолета удельный расход топлива может быть представлен зависимостью

. (3.53)

Относительная масса топлива может быть определена также по статистической формуле, рекомендуемой [76]:

, (3.54)

где и – относительные километровый и часовой расходы топлива ( ‒ учитывает затраты топлива непосредственно для горизонтального полета на крейсерском режиме на заданную дальность L, км; ‑ учитывает расход топлива на переходных режимах плюс 5%-ный навигационный запас).

Для легких вертолетов с двигателями ТВД или ГТД:

= (0,25…0,3)·10 ^‒3, = 0.06…0.08.