УЯ.-0МЛ15
В. П. Кузнецов и А. В. Каширин
Определение
расхода топлива
для полета
Государственное
военное
издательства
Москва 1934
игхлллгmw ♦ Г »’г
В. П- Кузнецов и А- В. Нашнрнн
05>- о}Х-М£


Определение
расхода топлива
для
полета
Под редакцией
инженера-летчика А. и. Филина
Государственное военное ивдательство - Москва —1934
О ГФ /04 0 Л4
В. П. КУЗНЕЦОВ н А. В. КАШИРИН. „Определение расхода топлива
для полета". Авторы предлагают в своей книге новый метод опреде-
ления наиболее экономичного расхода горючего, обеспечивающий полу-
чение данных с вполне достаточной для практических целей точностью.
Разработанный авторами метод является результатом исследовательской
работьу и ряда испытаний, проведенных ими в НИИ ВВС РККА. Примеиеиие
этого метода должно облегчить работу летного и технического состава
воздушных сил, для которого н предназначается эта книга.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
От акторов — ---------------------------£---------------------- 3
От редактора-----------------------------------------------------—
Вве дени е----------——----------------------------------------- б
1. Факторы, влияющие на расход	горючего-------------------------- 6
2. Корректор состава смеси-------------------------------------- —
3. Регулировка момента зажигания------------------------------ 8
4. Определение наивыгоднейшего режима полета способом непосредствен-
ного вамера расхода горючею------------------------------------9
5. Расход топлива и высотная регулировка-------------.----— 11
6. Пересчет скорости полета в зависимости от высоты и подбитого
веса------------------------------------------------------------
7. Располагаемое число оборотов мотора-----------------------------
8. Пересчет скоростей м чисел оборотов на другие полетные веса и
высоты---------------------------------------------------------<---
9. Зависимость расхода горючего по дроссельным характеристикам мо-
тора—
10. Выбор положения высотного корректора----------------------- —
11. Порядок пересчета скоростей, оборотов и расхода топлива--——_
12. Составление графиков для расчета полетов------------------7----
13. Выбор наивыгоднейшего профиля полета-----------т—
14. Учет изменения длины полета от влииния различной силы ветра^—
15. Учет изменения полетного веса за счет выгорания топлива и сма-
вочного._________________________________________________________v
16. Связь между бомбовой нагрузкой самолета и радиусом действия----
17. Решение практических задач_____________________________________
** 1 11 *
24
29
47
49
54
60
63
64
66
70
Посвящается памяти товарищей
М. А. Волковоинова и А. Николаева
ОТ АВТОРОВ
Директива начальника ВВС РККА т. Алксниса о борьбе за
каждый грамм экономии в весе мотора и самолета и значительной
степени относится также и к борьбе за каждый грамм якономии
топлива. Грамотно эксплоатировать, экономно летать, покрывать
с одним и тем же количеством топлива большие расстояния — вот
пути, по которым надо итти, борясь за экономию топлива.
Стремясь к разрешению этой задачи, авторы ставили себе
целью на основе практических данных, полученных в результате
целого ряда летных испытаний по замеру расхода топлива, выра-
ботать методику быстрой оценки летных данных самолета с точки
зрения его экономичности, с точки зрения наивыгоднзйших скоро-
стей и высот полета и дать способ подсчета загрузки самолета
горючим и боеприпасами для решения тактических задач в усло-
виях работы строевых частей.
ОТ РЕДАКТОРА
Работа инженеров В. П. Кузнецова и А. В. Каширина яв-
ляется крупным вкладом в дело определения летных данных са-
молетов и обеспечения грамотной экеплоатацив мотора с точки
зрения экономного расхода наличного количества горючего на са-
молете.
Методы получения данных о расходе горючего, применявшиеся
до сих пор, либо требовали весьма значительного летного времени
(до 30 — 40 часов) для определения расходов на разных высотах
и с различными полетными весами, либо в случае отвода малого
количества времени были неточны и не давали ответа на все
вопросы. Кроме того для проведения полных ’ испытаний требова-
лось специальное оборудование самолета, отнимавшее довольно
много времени.
Все ато исключается при тех методах определения расхода
топлива, которые предлагаются авторами настоящей книги и в ре-
1*
з
зультате которых получаются данные с точностью, практически
вполне достаточной.
Метод расчета, разработанный тт. Кузнецовым и Кашириным,
основан на допущении отсутствия изменения кручения винта при
работе на одном и том же режиме.
Для деревянных винтов, принятых в настоящее время, это
допущение вполне справедливо, что подтверждается полетными
испытаниями.
Для металлических винтов на скоростях, близких к макси-
мальным, это может внести ошибки, выходящие за пределы до-
пустимого; однако путем подбора подходящих эмпирических коэ-
фициентов этих ошибок можно избежать.
Для того чтобы получить данные о расходе горючего, а сле-
довательно и о дальности полета, вполне соответствующие дей-
ствительным условиям, необходимо при проведении основных лет-
ных испытаний самолета уделять большое внимание точному зна-
нию полетного веса, которому соответствуют кривые потребных
оборотов, и при испытании мотора на станке давать кривую рас-
хода по дроссельной кривой как минимально допустимую, при ко-
торой обеспечивается нормальная работа мотора и требуемая на-
дежность.
Приведенные в конце книги примеры применения получен-
ных данных для решения оперативных задач в минимально крат-
чайший срок делают работу тт. Кузнецова и Каширина особенно
ценной и подлежащей широкому изучению не только инженерно-
техническим составом, но и командирами.
Изложение этого трудного вопроса в настоящей книге на-
столько простое, что работа может быть рекомендована для изу-
чения всем лицам, имеющим среднее техническое образование.
Методика, предлагаемая авторами, должна явиться необходи-
мым руководством по определению расхода горючего для всего
инженерно-технического, летного и командного состава ВВС РККА
и гражданского воздушного флота.
Инженер-летчик Филшн.
Введение
Современное развитие авиационных моторов, характеризую-
щееся изменением соотношения их мощности и веса, повышением их
надежности, до сего времени еще не сопровождается соответству-
ющими достижениями в области экономного расхода го-
рючего. Между тем вопрос экономии расхода горючего в полете,
а следовательно и вопрос увеличения радиуса действия самолета
приобретают в настоящих условиях актуальнейшее значение.
Задача эта может быть разрешена в основном двумя путями:
первый путь, это — улучшение аэродинамической эффектив-
ности самолета, т. е. уменьшение количества энергии, потребного
для того, чтобы привести в движение этот самолет в воздухе;
второй путь — улучшение термодинамической эффективности
мотора и следовательно уменьшение количества горючего, потреб-
ного для производства данного количества работы; другими сло-
вами, обеспечение наилучшего использования име-
ющегося горючего.
Увеличение радиуса действия имеет большое практическое
значение для самолетов как гражданского, так и военного назна-
чения. Для гражданских самолетов радиус действия является
весьма важным элементом, так как основная задача воздушного
транспорта — преодоление больших расстояний, экономия в рас-
ходе горючего—-не только снижает стоимость перелета, но и по-
зволяет соответственно увеличивать размер перевозимого груза.
Что же касается самолетов военного назначения, то с увели-
чением экономии в расходе топлива, становится возможным про-
изводить более глубокие разведки, поднимать больший груз бомб,
перебрасывать на данное расстояние большее количество людей и т. п.
Задача увеличения радиуса действия самолета и уменьшения
расхода горючего в полете естественно повышает требования
к эксплоатпрующему самолет личному составу в отношении зна-
ния им возможностей и путей получения экономии в расходе то-
плива и всех проблем, связанных с решением этой задачи.
Проблема увеличения радиуса действия путем улучшения
термодинамической эффективности мотора является проблемой по-
лучения наибольшего количества работы из данного количества
горючего, т. е. сводится к достиж вию низкого удельного
расхода горючего. Поэтому для действительно экономич-
ного полета необходимо прежде всего определить, какие условия
требуются для обеспечения низкого расхода горючего, а затем
озаботиться, чтобы эти условия были проведены в жизнь.
5
1. Факторы, влияющие на расход горючего
Факторов, от которых зависит расход топлива, много, но боль-
шая часть их связана с конструкцией мотора. Поэтому остановимся
только на тех, которые могут быть изменены летчиком во время
полета.
Таким фактором является прежде всего соотношение горю-
чего и воздуха, поступающего в цилиндр. Для любого горючего
есть определенная пропорция воздуха, которая необходима для
полного его сгорания, т. е. количество воздуха, теоретически не-
обходимое для полного сгорания определенного количества то-
плива. Обычно смесь для максимальной мощности берется несколько
более богатая, т. е. с некоторым избытком горючего, по сравнению
с нормальной (теоретически правильной) смесью. Дальнейшее обо-
гащение смеси ведет к потере мощности, и смесь становится
с точки зрения экономики невыгодной, хотя и необходимой по дру-
гим причинам (уменьшение тепловой нагрузки, приемистость и т. д.);
с другой стороны обеднение смеси ведет вначале к небольшой
потере мощности и одновременно к значительному сокращению
расхода; другими словами расход топлива падает быстрее, чем
мощность, и следовательно удельный расход топлива будет более
низким на более бедной смеси. Дальнейшее обеднение смеси ве-
дет к быстрому падению мощности и повышению удельного расхода.
Поэтому с точки зрения экономии топлива желательна работа
на бедных смесях, но их бедность на практике ограничивается
способностью мотора к нормальной работе, так как сгорание бед-
ной смеси будет более медленным и тепловое состояние мотора —
повышенным. Кроме того прп сильном обеднении смеси нару-
шается равномерное распределение ее по цилиндрам. Все же,
как показали испытания, можно получить значительную экономию
в расходе горючего при работе мотора на смеси, отрегулирован-
ной на незначительное падение мощности (числа оборотов).
2« Иорреитор состава смеси
Конструкции всех современных авиационных карбюраторов
позволяют менять по желанию состав смеси во время работы мо-
тора; для авиационных карбюраторов, это условие особенно необ-
ходимо, потому что по мере уменьшения плотности воздуха с под-
6
нятием на высоту смесь сильно обогащается и следовательно лет-
чик или механик должен делать то, чего карбюратор не может
делать сам. т, е. надлежащим образом регулировать состав смеси
и добиваться наибольшей практической экономичности (когда это
потребуется).
Регулировка состава смеси или высотная регулировка карбю-
ратора может быть осуществлена двумя способами. Наиболее пря-
мой путь — это уменьшение количества топлива не-
посредственным изменением сечения жиклера. Та-
кой способ регулировки применен например в карбюраторе Бри-
столь-Триплекс.
Он осуществляется иглой с треугольными канавками, которая
для этого опускается вниз, уменьшая сечение для прохода то-
плива. /Аналогичное устройство имеется в карбюраторе БМВ-VI, где
на боковых карбюраторах имеется по 2 калиброванных отверстия,
которые могут переставляться рукояткой с сиденья летчика. Боль-
шие отверстия обеспечивают нормальную смесь на земле. Мень-
шие отверстия дают на земле переобедненную смесь, которая по
мере поднятия на высоту приближается к нормальной.
Второй способ высотной регулировки заключается в умень-
шении расхода горючего посредством изменения
напора, под которым оно вытекает, т. е. в уменьшении разности
давлений в поплавковой камере и над жиклером. Для карбюратора,
у которого жиклеры помещены в центре диффузора, в этом случае
необходимо создать разрежение в поплавковой камере. Такой спо-
соб'применен в карбюраторе „Зенит11 52-ДС.
Необходимо отметить, что высотный корректор действует не
всегда одинаково на разных режимах двигателя. Так практика по-
казывает, что наиболее значительные результаты действия коррек-
тора при работе с карбюратором „Зенит11 получаются на режимах,
близких к полному газу, когда решающее значение имеет расход
через главный жиклер. На малом же и среднем газе действие вы-
сотного корректора ослабляется, так как здесь большое значение
имеет расход через пусковой жиклер и компенсатор.
Высотный корректор обычно устанавливается на самолетах
для того, чтобы летчик или механик мог регулировать тенденцию
обогащения смеси при подъеме самолета на высоту. В действи-
тельности же высотный корректор нельзя рассматривать только
как приспособление для использования на высоте. Он может быть
вполне успешно использован н на земле в тех случаях, когда на-
чальная регулировка карбюратора дает слишком богатую смесь.
Таким образом в руках опытного обслуживающего персонала кор-
ректор может дать экономию горючего даже на земле и может
быть использован для корректирования смеси при различных усло-
виях работы карбюратора (лето, зима) без замены жиклера
В действительности же до сего времени высотный корректор
очти совершенно не используется или используется очень осто-
южно даже на больших высотах полета. Это положение можно
бъяснить лишь отсутствием у летного состава правильной оценки
начения и пользы применения высотного корректора, боязнью за-
душить или повредить мотор. Необходимо поэтому детальное изуче-
ще этого вопроса летным составом и разъяснение ему всех выгод,
юлучаемых от применения корректора при различных условиях
олета.
Использование корректора для регулировки состава смеси в
юрмальных полетах приводит к экономии топлива, достигающей
15% на высоте 4 000 м. На iрафике 1 показано увеличение ра-
,иуеа действия в зависимости от времени полета за счет правиль-
юго пользования высотным корректором.
Для достижения возможно большей экономии, например при
олетах с большим радиусом действия, регулировка корректором
.олжна производиться с еще большей точностью, чем при обыч-
!ых повседневных полетах.
3.	Регулировка момента зажигания
Хотя при проведении испытаний по замеру расхода топлива
полете и не занимались специально вопросом о регулировке мо-
ята зажигания, все же следует отметить, что при работе на
дных смесях для улучшения сгорания необходимо увеличение
опережения зажигания. Кроме тою, так как обычно экономическая
скорость полета для большинства самолетов лежит на средних ре-
жимах работы мотора (БМВ-VI—1280—1300), то для получения
максимальной экономии весьма важно обеспечить правильную ре-
гулировку момента зажигания для этих режимов, что при условии
установки магнето с постоянным моментом зажигания (автомати-
ческое магнето) не может быть достигнуто, тогда как. казалось бы,
именно для этих режимов необходимо максимальное увеличение
опережения зажигания.
4.	Определение нанвыгодненшегп режима полета спо-
собомненосредственного звмера расхода горючего
Задача увеличения радиуса действия с помощью наиболее
эффективного использования горючего, т. е. улучшения термодина-
мики двигателя, ставит наряду с этим вопрос о выяснении изме-
нения расхода горючего в полете на различных режимах работы
мотора, на различных высотах и полетных весах. Только наличие
всех этих данных даст полную возможность выяснить наибольший
радиус действия самолета и его зависимость от высоты и режима
полета.
Для этой цели были проведены специальные испытания по
замеру расхода топлива в полете на нескольких самолетах. Избран-
ный метод замера расхода топлива в полете был основан на прин-
ципе замера объема горючего при помощи специальной колбы.
На самолет устанавливался „тестер “ (колба объемом 1 500 сл«8),
включенный последовательно в бензиновую магистраль. Тестер
помещался в кабине наблюдателя, где кроме обычных приборов
монтировались: суммарный счетчик оборотов, барограф и прибор
для замера температуры выхлопа. Ход высотного корректора раз-
бивался на 10 равных частей от полож'ния закрытия до полного
открытия. Кроме того для ведения самолета строго горизонтально
он оборудовался для этой цели статоскопом. Полетный вес
выбирался от минимального до максимально возможного, и само-
лет испытывался таким образом на трех-четырех полетных весах
и на различных высотах (О, 1 000, 2 000, 3 000, 4 000 л().
На каждой высоте замер расхода топлива производился на
четырех-пяти режимах горизонтального полета, начиная с мини-
мально возможного и до максимального. На каждом режиме замер
производился при различном открытии высотного корректора, на-
чиная с закрытого до максимально возможного его открытия.
При каждом замере расхода топлива одновременно записывались
обороты мотора по суммарному счетчику, скорость по прибору,
температура окружающего воздуха, температура выхлопа, положе-
ние высотною корректора и высота полета.
9
Обработка этих записей дала возможность иметь для каждого
полетного веса и высоты кривые изменения скорости и расхода
горючего при различных положениях корректора карбюратора по
оборотам мотора (график 2).
Наличие этих данных позволяет выбрать наивыгоднейшую
высоту для данного полетного веса, наивыгоднейший режим и наи-
выгоднейшее положение высотного корректора.
Наивыгоднейшее положение корректора для каждой высоты
выбиралось регулировкой с помощью корректор !, по максимальному
числу оборотов мотора для каждого режима.
Этот метод испытаний по замеру расхода горючего имеет тот
недостаток, что он является слишком сложным, так как для него при-
ходится специально оборудовать самолет и кроме того очень трудно
вести самолет строго гори.'кЛсталыю на определенном числе обо-
ротов и в то же время изменять состав смеси действием коррек-
тора.
W
' Замер расхода горючего при помощи тестера, имеющего не-
большой объем (1 500 см3), уменьшает точность намерений. Кроме
того вамер времени расхода объемного количества топлива, зави-
сящего от изменения температуры воздуха, также ведет к неточ-
ностям.	1
Для проведения всего испытания по замеру расхода горючего
обычно нужно затратить около 30 — 40 летных часов, что удли-
няет срок испытаний и требует большой затраты средств. Кроме
того на самолетах одноместных (истребители) такой метод вовсе
не может быть использован. На самолетах же с многомоторными
установками замер расхода горючего для одного мотора будет
сильно снижать точность измерений. Произвести одновременно за-
мер для всех моторов невозможно вследствиа ограниченного объема
прибора (тестера), установка же тестера для каждого мотора сильно
усложнит оборудование самолета.
Сложность зтого метода испытаний по замеру расхода горю-
чего в полетах, а также и некоторая неточность в измерении рас-
хода побудили искать на основе полученных практических резуль-
татов способы подсчета расходагорючеготеоретиче-
ским путем. Соответствующая обработка полученных практиче-
ских результатов по замеру расхода горючего в полете подтвердила
полную возможность получить все данные о расходе горючего в по-
лете на основе лишь теоретических подсчетов без производства
специальных замеров расхода топлива в полете, исходя лишь из
указанных ниже основных характеристик самолета и мотора.
5.	Расход тонлнва н высотная регулировка
Разберем вопрос применительно к элементарному карбюратору.
Характеристическое уравнение такого карбюратора будет (см. „Курс
авиационных двигателей11, изд ВВА):
Fe у/
—коэфициент расхода воздуха,
F — сечение диффузора,
ДК—перепад давления,
—плотность воздуха,
р— коэфициент расхода топлива,
f— сечение жиклеров,
Lo—количество воздуха, теоретически необходимое для сго-
рания 1 кг топлива,
т — плотность топлива,
h — гидростатический напор.
11
Рассмотрим влияние атмосферных условий на величины, вхо-
дящие в характеристическое уравнение.
Величина ре 5 как показали опыты, от атмосферных условий
не зависит. Fe можно также считать независимой от атмосферных
условий.
|лт — ковфициент расхода топлива—зависит от температуры
(см. Маркс, „Авиадвигатели11, стр. 168, и Геллер, „Курс авто-
мобиля"), изменяясь на каждые 10° С в среднем на 3°/0 (хотя
достаточно точных цифр не имеется); кроме того коэфициент рас-
хода зависит от формы канала жиклера и от девствующего напора.
Изменение козфициснта расхода при подъеме самолета на высоту
будет уменьшать расход топлива.
—плотность топлива—зависит от температуры окружающей
среды. Эта зависимость может быть выражена формулой:
где
Д1 = 1—15°.
Рассматривая характеристическое уравнение элементарного
карбюратора в первом приближении, считая, что величины рт ,
7т остаются постоянными с подъемом на высоту, и отбрасывая
член h, имеющий значение лишь при малых величинах разреже-
ния (ДР), получим:
“SSOV-T.
где С—постоянная величина, т. е. смесь с поднятием на высоту
будет обогащаться пропорционально корню квадратному из плот-
ности воздуха.
Обозначая величины, отнесенные к нормальным стандартным
условиям, через индекс 0, а величины, отнесенные к условиям
высоты, через А, будем иметь:
aJ = Cl/£L^
% = С'|/(Т,)А
ИЛИ
Расход воздуха иа земле можно определить по зависимости
(Q, )0 = Р. V )0 = Cl V ДР0(Т, '0,
где О',—постоянная величина.
12
Расход воздуха на высоте по аналогии будем иметь:
(<2„ )„ = р„- С2f.
Выражая расход на высоте через земной расход, получим:
(Q \ = (Q \ — л/ М’1' (т° )'*
Vbh ( V«/o с, Г ЬР (t 'i ’
О Ч 1е /О
при	Ct = С2
ДР7,
Заменяя отношение перепада давлении—ур- отношением да-
йго
.. Р,.
влепим -=- и имея в виду, что
ро
>’ Т
( L )л = Po’j’h ( ?« )о ’
будем иметь расход воздуха:
Р / т
(<?л=т-^-у •
Расход топлива получим также из уравнения истечения
G = lx f L 1/ ДР т 
in 'm ’ m о *	* m
Считая в первом приближении р>яуч постоянными величинами/
получим:
G = C^TP,
где Cs—коафициент, в который входят величины Грга1ТИ1^01/ 7™)'
Расход топлива для земли и высоты будет:
(Om\=Cs^^
m)h = V'
Разделив уравнения почленно, получим:
. /др?
(б„Ь = (Ч»)оРд7^-
13
будет меняться по закону ад = а0
Заменяя
А*»
ЬРв Ро ’
имеем
(<Лп)лВ=	’
т. е. расход топлива по высоте будет изменяться пропорционально
корню квадратному из отношения давлений, причем состав смесн
( Ь )л ,
----(- (при постоянном по-
( )q
ложении дросселя и постоянном числе оборотов).
Высотная регулировка состоит в искусственном торможении
подачи топлива таким образом, чтобы состав смеси оставался все
время постоянным
Коэфициент же избытка воздуха (а), как было установлено
выше, изменяется с высотой
следовательно необходимо уменьшать подачу топлива пропорцио-
нально изменению (а) с высотой. Заменяя в формуле значение ( ув)д
Л
чеРез	(г)ь= ЗГ2Г-(К)о’
получим
т. е. на эту величину мы должны уменьшать расход топлива при
помощи корректора карбюратора; тогда получим изменение рас-
хода топлива по высоте при постоянном составе смеси (а = const):

При наличии карбюратора, у которого истечение топлива
происходит не под полным перепадом давления в насадке и атмо-
сферным давлением, а под перепадом давления в насадке, зави-
сящего от количества воздуха, поступающего из промежуточной
камеры истечения, закон изменения (а) с высотой может быть
другой.
I
На графике За показана зависимость изменения часового рас-
хода топлива, подсчитанного на основании формулы
(^т)* ~ (^«n)o Ро ’
причем (Gm) принято = 92 кг’час (кривая Я). На этой же кри-
вой нанесены практические точки расхода топлива, полученные
на самолете в условиях полета с постоянным положением дрос-
сельной заслонки, при постоянном числе оборотов мотора и без
применения регулировки карбюратора на постоянство смеси. Эти
данные расхода топлива, полученные замером в полете, предста-
влены на графике 3.
На графике За также нанесено изменение расхода топлива
с применением регулировки карбюратора па постоянство смеси по
зависимости
р /Т~
15
(кривая В) и изменение расхода топлива, снятого в полете при
регулировке карбюратора при помощи высотного корректора на
максимальные обороты мотора (кривая С).
Из графика видно, что расход топлива (кривая Л) без при-
менения регулировки карбюратора па постоянство смеси изменяется
по высоте по зависимости
что подтверждается практическими точками, нанесенными на эту
же кривую (графики За и 3).
Кривая В показывает часовой расход топлива, изменяющийся
по зависимости
(^(GJoTrJ^,
т. е. изменение расхода топлива при применении регулировки
карбюратора на постоянство смеси а = const, подсчитанное теоре-
тическим путем. Кривая С показывает изменение часового расхода
топлива, снятого в полете при регулировке карбюратора на макси-
мальные обороты мотора. Из сопоставления кривых (Во С) видно,
16
что данные по кривой С, снятые непосредственно в полете, лежат
ниже, чем подсчитанная теоретическим путем кривая В. Измене-
ние кривой С с высотой точно подчиняется зависимости
О
Полученные расхождения между этими зависимостями изме-
нения расхода топлива с высотой нужно отнести за счет того,
как уже было отмечено выше, что коэфициент избытка воздуха,
а следовательно и расход топлива зависят от коэфициента расхода
топлива и плотности топлива , изменяющихся в зависимо-
сти от температуры окружающей среды. Пели учесть только изме-
нение коэфициента расхода топлива в зависимости от тбмиературы,
принимая эту зависимость в 3°/о на каждые 10°, то получим кри-
вую Д, близко совпадающую (разница на высоте 2 000 м 1 кг)
с данными кривой С, полученными непосредственно в полете. На
основании этого и целого ряда замеров расхода топлива в полете
у земли и на разных высотах при регулировке состава смеси кор-
ректором установлено, что расход топлива по высоте подчиняется
соотношению
(<U»=(<U0#>
О
тогда как обычно принято считать, что расход топлива при а = const
о
На основании этого в дальнейших расчетах было принято,
что расход топлива при постоянном положении дросселя, постоян-
ном числе оборотов и наилучщей регулировке состава смеси изме-
няется с высотой по отношению:
(GMV = (G„)0^-
о
6. Пересчет скорости полета в зависимости от высоты
и полетного веса.
При решении задачи, связанной с выбором наивыгоднейщей
высоты и наивыгоднейшего режима полета, необходимо знать, как
изменяется часовой расход горючего в зависимости от скорости
горизонтального полета на разных высотах. Для всякого самолета
при полете на одной и той же высоте и одних и тех же скоро-
2—Определ. расхода топлива для полета.	17
стах часовой расход горючего зависит от веса самолета. Вес этот
меняется в полете в результате выгорания горючего и кроме того
может быть изменен за счет сбрасывания в полете какого-либо
груза (бомб и др.).
Известно, что, имея зависимость в виде кривой п об/мин. по
V км/час для какой-либо высоты, можно построить эту зависи-
мость для любой другой высоты, пе производя для этого специаль-
ного полета, так как горизонтальный полет одного и того же са-
молета при одном и том же весе на другой высоте отличается
только тем, что плотность воздуха, в которой происходит полет,
будет другая. Если мы имеем скорость Vo для какого-либо угла
атаки и веса, необходимую для горизонтального полета у земли,
то скорость для другой высоты и этого же угла атаки находят по
уравнению
у V 1/ —
"	° Г р„ 
След вательно, если мы имеем скорость, необходимую для со-
вершения горизонтального полета у земли при плотности р, то, для
того чтобы получить потребную скорость при том же угле атаки
на другой высоте с плотностью рл ; достаточно умножить прежнюю
скорость иа величину
причем и число оборотов при этом должно (для сохранения по- U
стоянства поступи випта, а следовательно и силы тяги) измениться
так же, как меняется скорость, т. е.
Изменение потребной скорости полета при полетах с разным
весом, по с одним и тем же углом атаки тоже может быть най-
дено, так как известно, что скорость полета находится по урав-
нению
Для другого полетного веса — Q,
Следовательно при полете под одним и тем же углом атаки
и в одних и тех же условиях (при одной и той же плотности)
18
получаем, что новую скорость горизонтального полета F, при
весе Q, можно найти по уравнению
Изменение веса самолета для полета в одних и тех же усло-
виях требует изменения скорости, а следовательно и тяги винта.
Для того чтобы поступь винта осталась той же, необходимо изме-
нить и число оборотов во столько же раз, во сколько изменилась
скорость, необходимая для горизонтального полета, т. е. потребное
число оборотов нужно менять по тому же закону
Следовательно, имея для какого-либо одного веса и одной высоты
зависимость п об/мин. по V км/час, можно получить путем пере-
счета, значение скоростей и оборотов випта для любой другой вы-
соты и любого полетного веса.
На графике 4 представлена зависимость и об/мин. по V км!чае
для полетного веса Q = 2 880 кг у земли. В таблице 1 дан пере-
счет скорости и оборотов для других полетных весов и высот,
произведенный по уравнениям
V» = Vo 1/ и nh = п0 |/ Й£о.
* QoPh	Г рМ
2*
19
20
Значения данных графика 4 приведены к стандартным
условиям.
7» Располагаемое число оборотов мотора
Наибольшая скорость горизонтального полета будет соответ-
ствовать работе мотора на полном газу. При этом потребное число
оборотов будет равно числу оборотов располагаемому, т. е.
пот. ^рас.
Зависимость располагаемых оборотов по скорости полета может
быть получена из опыта совершением полета при полном откры-
тии дросселя на различных скоростях способом, изложенным в ра-
боте т. Аузана „Испытание самолета на скороподъемность4.
Эти полеты в общем случае будут полетами с подъемом, но
во время каждого из таких подъемов поддерживается одна п та же
скорость и записываются как скорость, так и обороты. Подъем
производится на очень небольшую высоту (100—300 .и), затем
спускаются на первоначальную высоту и производится подъем на
другой скорости. Проделав несколько таких зубцов со скоростями,
начиная от наибольшей скорости горизонтального полета и кончая
скоростью наименьшей из возможных, можно получить зависимость
располагаемых оборотов по скорости.
На графике 4 представлено изменение располагаемых оборо-
тов по скорости для одного из самолетов.
Располагаемое число оборотов винто-моторной группы, которое
она дает ьа полном открытии дросселя, зависит от состояния
мотора (новый мотор или уже продолжительное время проработав-
ший), от винта (шаг вппта, его диаметр), а также и от состояния
окружающего воздуха (температура и давление). Поэтому полу-
ченные данные приводятся к стандартным условиям.
Исследование зависимости располагаемых оборотов (и) от ско-
рости полета (V) при различных условиях температуры и давле-
ния, т. е. на различных высотах, показало, что располагаемое
число оборотов мотора по высоте при постоянной поступи винта
и при полном открытии дросселя с достаточной точностью подчи-
няется закону
где А — коэфициент падения мощности мотора с высотой и Д —
относительная плотность воздуха
В таблице 2 приведены располагаемые обороты па различных
высотах для максимальной горизонтальной скорости, замеренные
пепосредстве то в полете, и эти же значения, подсчитанные по
формуле
21
Изменение располагаемого числа оборотов по высоте для гори-
зонтального полета с максимальной скоростью, замеренное непо-
средственно в полете, представлено также на графике 5.
С/згчененсг» иисло	rta/w&t
Ог7>Ауо6/<??с/и роогселя ё ео^изоит	с полЬзо£сгн&&ч
S6tCOfT?HOeo fC0OM7
Изменение по высоте располагаемого числа оборотов по закону
справедливо в том случае, если полет происходит при одном и
том же угле атаки, т. е. если поступь винта остается одна и та же.
(V \
— 1 тесно связаны
между собой для горизонтального полета, т. е. если мкл хотим
лететь под каким-либо углом атаки, то этому углу атаки будет
соответствовать вполне определенное значение — и с другой сто-
22
V
роны каждому значению — будет соответствовать вполне опреде-
ленный угол атаки, Таким образом можно сказать, что если
остается постоянной, то это равносильно постоянству утла атаки,
а изменение возможно только при изменении угла атаки.
у ^ас
Если мы имеем (график 6) зависимость располагаемых чисел
оборотов по скорости полета по И км!час, полученную при
полетах у земли, то располагаемые числа оборотов на другой
высоте можно получить простым пересчетом по формуле:
Для этой цели точки а, Ъ, е, лежащие на кривой располагае-
мых оборотов для земли, соединяем прямыми линиями с началом
координат. Эти прямые будут являться линиями постоянства по-
ступи винта, т. е. = const, а следовательно постоянства угла
23
атаки. Откладывая на этих прямых точки а', Ь', с', полученные
пересчетом земных располагаемых оборотов по формуле
(%и.)ь = («„»«. )й]/ ^4,
мы получим таким образом зависимость располагаемых чисел обо-
ротов для другой высоты.
На графике 6 в качестве примера произведен пересчет зем-
ных располагаемых оборотов для высоты 4 000 м. Эту же зависи-
мость можно построить п другим путем при наличии значений
точек снятых непосредственно в полете для различных высот.
Тогда точки Ь', с' для каждой высоты могут быть найдены про-
порционально радиусам, соединяющим их с началом координат.
8, Пересчет скоростей н чисел, оборотов на другие по-
летные веса и высоты
На графике 7 дана зависимость располагаемых и потребных
чисел оборотов по скорости полета для полетного веса 4 000 кг.
24
Эта зависимость получена непосредственно летными испытаниями
самолета при полетах у земли, т. е. при Н = 0.
Па графике 8 дана эта же зависимость как для полетного
веса 4 000 кг, так и других полетных весов 6 = 3 500 кг,
6 = 4 500 кг, и Q = 5 000 кг. Значения потребных чисел оборотов
и скоростей для других полетных весов, т. е. для 3 5С0, 4 500 и
5 000 кг, получены пересчетом зависимости потребных чисел обо-
ротов по скорости для полетного веса 6=4 000 кг по формулам:
F = V
4500	' 4000
Таким образом, зная зависимость потребных чисел оборотов
по скорости для одного полетного веса, мы получаем простым пе-
ресчетом эту зависимость и для других полетных весов. Пересчет
ведется только для потребных чисел оборотов мотора, так как (что
25
уже отмечалось выше) располагаемые числа оборотов по скорости
не зависят от полетного веса.
На графиках 9, 10, 11 и 12 представлены пересчеты зависи-
мости как располагаемых, так и потребных чисел оборотов мотора
ногг>оро по с^ороста полета на об/сотв
П об] HUH ft- /ОООГ! упя ргааличпб/я пО>гелг»н6/л 6есо£
Cpoftw п/5	/ ни/час
по скоростям полета для высот Н — 1 000 м, Н — 2 000 м
Н = Ъ ООО м и Н= 4 000 м. Пунктирные кривые на этих графи-
ках дают располагаемые обороты у земли. При этом располагае-
мые числа оборотов пересчитывались для других высот но урав-
нению прас (на высоте) = (на земле) J /Л-1-, а потребные
числа оборотов мотора и соответствующие скорости полета для
одного и того же угла атаки пересчитывались соответственно по
уравнениям
26
27
Нужно отметить, что пересчет скоростей и оборотов этим мето-
дом не учитывает могущую быть деформацию винта, особенно
у самолета с многооборотным мотором.
Сравнение этих те оретических пересчетов скоростей полета и
соответствующих им потребных чисел оборотов мотора с дачными,
полученными непосредственно в полете при различных полетных
весах на различных высотах, показывает, что эти данные точно
совпадают между собой. Для сравнения были использованы ре-
зультаты полетов на двух самолетах различной конструкции, и
в обоих случаях данные, полученные теоретическими пересчетами,
совпадают с практическими данными, полученными непосредственно
в полете.
Примерный пересчет потребных скоростей и чисел оборотов
мотора на другие полетные веса и высоты дан в таблице 1.
На графиках 8, 9, 10. 11 и 12 проведены из начала координат
прямые линии под различным наклоном к оси, характеризующие,
как уже отмечалось выше, полет с постоянной поступью вита
28
= constj, т. e. полет при постоянном угле атаки. Следова-
тельно если прямая линия АВ, проведенная из начала координат
(график 8), пересекает кривые потребных чисел оборотов для раз-
личных полетных весов в точках а, Ъ, е, d и располагаемых чисел
оборотов в точке е, то это значит, что можно определить графиче-
ским способом, какие будут скорости и обороты мотора при полете
с постоянной поступью винта пли, что то же самое, с постоянным
углом атаки при полетах с различными полетными весами. Пере-
сечение прямой АВ, проведенной из начала координат с кривой
располагаемых чисел оборотов дает значения располагаемого числа
оборотов и соответствующей скорости полета при полном открытии
дросселя мотора в полете с одним и тем же углом атаки.
Следовательно если прямая АВ пересекает кривую потреб-
ных чисел оборотов мотора для полетного веса 5 000 кг в точке d,
то это значит, что для этой поступи винта I — 1 п соответству-
ющего угла атаки полет с полетным весом 5 000 кг может совер-
шаться со скоростью 133 км/час и оборотах мотора и =1 317 об 'мин.
(график 8), причем максимальное число оборотов мотора па пол-
ном газу (располагаемое) при полете с тем же углом атаки будет
равно я — 1 635 об/мин. (точка е).
Таким образом пересечение прямой АВ, проведенной из на-
чала координат, с кривой располагаемых оборотов определяет нам
дроссельную характеристику мотора, проведенную из точки распо-
лагаемых оборотов п = 1 635 об/мин. и представляющую кубиче-
скую параболу1. Зная же дроссельную характеристику мотора, на
которой совершается полет, можно легко определить и расход го-
рючего при полетах с различными скоростями и полетными весами
и следовательно при полетах с различными углами атаки.
9. Зависимость расхода горючего по дроссельным
характеристикам мотора
На графиках 13 и 14 дапа Зависимость часового расхода
топлива от оборотов мотора по внешней и дроссельным характе-
ристикам: для мотора М-17 (ст. сжатия 6) — график 13 и для
мотора АССО-750 — график 14.
Эта зависимость часового расхода топлива от оборотов мотора
была опята па земле перед полетными испытаниями самолетов.
Так как полет самолета на различных режимах работы мотора
представляет собой по существу полеты на различных углах атаки
и следовательно полеты на различных дроссельных характеристи-
ках и различных кривых расхода топлива, соответствующих им, и
если взять значение часового расхода горючего для одной из дрос-
сельных характеристик мотора и построить эту зависимость таким
29
80
образом, чтобы но оси ординат был отлажен не часовой расход
топлива, а его отношение к расходу на полном газу, а по оси
абсцисс откладывать не обороты мотора, а также их отношение
к оборотам на полном газу, то мы получим зависимость отношений
(Gm)dp.
(С1
\'-гт)пол. газа
пдр
п
пол. газа
Эта зависимость дана на графиках 15 и 16 и представляет
тот интерес, что построенная по одной дроссельной характеристике
она будет действительна также и для других дроссельных харак-
теристик.
Поясним это примером. На графике 13 даны кривые часового
расхода топлива по оборотам мотора для мотора М-17 с Е-6 по
различным дроссельным характеристикам, имеющим часовые рас-
ходы горючего при полном открытии дросселя, отмеченные точ-
31
камл а, Ъ, с. Перестраивая” значение часового расхода горючего
по оборотам для дроссельной характеристики (cct) по отношениям
получаем их зависимость, приведенную па графике 15, причем
этой же зависимости подчиняется и часовой расход топлива по
другим дроссельным характеристикам (аа1 и ЬЪ'), приведенным на
графике 13.
32
Покажем, как нужно определить расход топлива для каких-
либо оборотов мотора. Возьмем для примера п = 1 ЗвО об/мин.
(график 13). Расход по дроссельной характеристике ib,, причем из-
вестно, что па полном газу на этой характеристике будем иметь
и = 1475 об/мин. и часовой расход топлива G= 140 кг. По гра-
фику 15 для отношения
пвр.
1300
= 0,88
ппол газа 1475
(«
(М
находим отношение часовых расходов топлива
— = 0,6075.
пол газа
Следовательно расход топлива на 1 300 об/мин. будет равен
(<U>₽-=(Gm)пол. газа 0,6675 = 140.0,6675 = 93,5 кг/час,
что соответствует действительности (график 13).
Таким образом, имея часовой расход топлива по внешней ха-
рактеристике мотора и имея график зависимости
{Gm)dp. по пдр.
(рт)пол. газа ппол. газа
можно определить часовой расход топлива для любых оборотов
мотора на различных дроссельных характеристиках.
На графике 8 даио изменение скорости по оборотам мотора
для различных полетных весов, причем там же нанесены прямые
липин, проведенные из начала координат, характеризующие, как
у
было отмечено выше, постоянство поступи винта—или постоин-
ство угла атаки самолета.
Имея такой график и график изменения зависимости
(Gm)dp. по пдр.
)пол. газа ппол. газа
можно определить уже часовой расход топлива для любого режима
полета как прп полетах у земли, так и на высоте. Весь расчет
ведем следующим образом. Для полетного веса 3 500 кг (график 8)
имеем в точке а для полета при скорости V = 115 «.«/час по-
требное число оборотов будет 1 130 об/мпп. Располагаемое число
оборотов для этого же угла атаки на полном газу будет равно
3—'.'предел, расхода топлива для полета.
33
точке е. п = 1 635 об/мин. По графику 16 определяем для от-
ношения
пд„	1130
----= ТёоД- = 0,69
ппол. газа	1 ^35
значение
(®т)лол. газа
Оно будет равно (график 16) 0,487. Ио графику же 14 для пол-
ного газа и= 1635 об'мин. определяем расход топлива на полном
газу (расход по внешней характеристике). Он будет соответство-
вать	газа ~ °/час- Тогда расход При ПОЛеТе СО ОКО-
ростыо V — 115 км час и при оборотах мотора п = 1 130 об/мин.
будет равен
(ЧЛР. = (<U™. мзя-0,48 = 2 000,48 = 96 кг/чм.
Точно таким же образом можно получить расход горючего и
для других режимов полета как с этим полетным весом, так и
с другими. Для определения расхода горючего на других высотах
при условии сохранения постоянства состава смеси (приведенный
пример относится к условиям полета у земли) и одного и того же
отношения пдр : птл газа нужно только значение часового расхода
топлива, подсчитанное по земным условиям, помножить на отно-
шение давлений:
-*• о	.
В табл. 3 дан пересчет часового расхода топлива по числу
оборотов мотора АССО-750 для различных полетных весов н раз-
личных высот. В результате этого пересчета мы получили для
каждого полетного веса и для каждой высоты значение оборотов
мотора, скорости полета и соответствующий им расход топлива.
Наличие этих данных уже полностью позволяет произвести все
необходимые подсчеты для определения дальности полета, выбора
паивыгоднейшего режима и высоты полета.
Для проверки этого метода расчета расхода топлива были по-
строены сравнительные графики по данным, полученным изложен-
ным методом и полученным непосредственно при летных испыта-
ниях. Сравнение приведено для двух типов самолетов — с мотором
М-17 Е-6 и с мотором АССО-750.
На графике 17 дано изменение часового расхода топлива по
скорости полета для самолета с мотором М-17 при полетных
весах 2 500, 2 880, 3 300 и 3 700 кг для высоты Н = 0, подсчи-
танные теоретическим путем.
34
На графиках же 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24 и 25 даны сравни-
тельные кривые изменения расхода топлива по скорости полета,
самолета с мотором М-17 при различных полетных весах и высотах
полета. Сплошной кривой обозначены расходы, подсчитанные изло-
женным методом, а пунктирной кривой — данные, полученные не-
посредственным замером расхода при полетах.
Как видно из графиков, мы имеем на некоторых высотах
полное совпадение расходов топлива, полученных непосредственно
в полете и теоретически подсчитанных. Максимальное расхождение
в расходах имеет место на высоте 1 000 м для полетного веса
G = 2.r>00, 2 880 и 3 700 m, причем это расхождение для полетного
веса 2 500 кг и скорости полета 170 км/час (график 18) не пре-
вышает 3 кг/чае (66—69 кг), что составляет около 40/0 и может
быть отнесено за счет также неточности замера расхода горючего
в воздухе, о чем уже говорилось раньше.
3*
35
Таблица 3. Пересчет часового расхода по числу оборотоа самолота с мотором
	Н-Ъ		Q = 3 503 кг			Н = 1000 м Q = 3 500 кг					000 Л	
прас	1605	1635	1675	1 720	1 765	1 595	1625	2 680	1705	1740	1585	1 620
Фт)пол. газа	197	200	203	207	210	196	199	204	206	209	195	19Э
ппот	1 100	1 130	1 189	1255	I 410	1 190	1 220	1 320	1400	1560	1 245	1 285
^пот	106	П5	126	140	163	120	123	147	160	182	124	135
пдр	0,685	0.69	0,705	0,73	0,8	0,746	0,751	0,79	0,82	0,897	0,785	0,794
ппол. газа												
	93	96	101	108	126	105	107,5	119,5	129	153	114	117,5
	-	—	-	—	—	93	95.5	106	114,5	135	89	92
(^m)h	-	—	—	—	—	Э4	96,5	107	116	137	91,5	94.2
			/7=о				Н	= 1 000 м			Полетный /7= 2 00 ) м 1	
nnotn	1155	1190	1 250	1345	1520	1 245	1 295	1 415	1510	1 705	1315	1365
^пот	112	120	134	150	176	126	136	158	172	199	131	143
пдр	0,72	0,728-	0,745	0,782	0,86	0,78	0,796	0, 42	0,885	0.98	0,83	0.842
ппол. газа												
Фт)о	100	104	109	119,5	142	112,5	Ц8	133	146 5	191	124	129.5
	—		—	—	—	99,7	104,5	118	130	169	97	101,5
Wndh	—	—	-	-	—	101	106	119	121,5	171	99	103,5
			/7 = 0				/7	= 1 000 м			Полетный 1 /7=2 0Г0 л 1	
ппот	1200	1 245	1320	1 430	1 705	1310	1365	1500	1600	—	1385	1445
^пот	116	126	141	159	198	132	143	167	182	-	139	151
пдр	0,748	0,756	0,787	0,83	0,965	0,82	0,84	0,893	0,937		0.875	0.8И2
ппол. газа												
Ф/п)о	106,5	ПО	118.5	132	183	122	129	148	165,5	-	136	143,5
№m)hx	-	-	—	-	-	108	114,5	131	147	—	106,5	11/, 5
<°m)h	—	—	—	—	—	10Э.5	116	133	148,5	—	103	115
											Полетный 1	
ппот	1270	1320	1395	1510	—	1385	1445	1 590	1705	—	1 470	1335
Vnom пдр	123 0,792	133 0,808	149 0,833	168 0,878	—	139 0,858	151	178	194	—	147	161
пг.ол. газа							0,89	0.943	1	—	9_8	0,947
(^m)o	116	122	139	148	—	135	143	167	206	—	153	164
(ст)й,	—	—	- —	—	—	119,5	127	148	183	—	120	128,5
^Pm>h	—	—	-	—	—	121	128	150	185	—	122	131,5
36
ACC 0-750, для разлитых полетных весов
	Q-	= 3 500 кг		Н =	3 000 л Q		= 3 50) кг		/У =	4000	М Q	= 3 530 кг		Примечание		
	1655	1685	1730	1 545	1575	1610	1 645	1 675	1 565	1595	1 620	1 650	—	00		
	201	204	205	191	194	198	200	203	193	196	199	201	-	со о* 1		
	I 340	1450	1 625	1295	1325	1380	1 465	1610	1395	1435	1490	1590	—	СО		
	147	185	J89	126	135	148	164	187	141	151	16	180			о	4	
															о	«1 о 0, |ft<
	0,8!	0,850	0,955	0,835	0,84	0,858	0,89	0,96'	0,89	0,90	0,92-	0,963	—	сч со	11	II
														СО		
	из	138-	173	122,5	126	133	144	174	139	142,5	153	174	—	1 со	с	Е С
	96,5	108	135,5	84,6	87	92	99,5	120	82,5	85,5	92	104,5	—	сэ СО		
	98,6	10,5	133,5	87,5	9',5	96	103	124, Л	89	91	97Л	111	—			
вес — 4 000 кг
| /7 = 2030 м |	/7 = 3 030 л | Н = 4 000 м | 3 000 - 4 000
	1435 147	570 179	-	1 380 134	1 420 145	1475 158	1 565 175	-	1 475 149	1 520 160	1 595 174	-	-	.<1.0	|ь?1^
														0. ft.	
	0,931	0,931		0,893	0,991	0,915	0,951		0,945	0,953	0,985			® о 1 »	© ft. |ft<
	138	161			133	143	151	167		158,5	165	185				ел	П СО	П О	и	Е о
	108	126	-	95.5	99	104,5	115.5	-	95	99	Ш	-	-	1- (°m)i	11 •g-
	110,5	129	—	99	102,5	108	119,5	—	101	106	118	—	—		
вес — 4 500 кг
	/7 = 2 000 м			/7 = 3003 м					н = 4 000 л					1 — 0,887 - 0,7845
	1-530 16 i Q.925 15' 123 126	I 680 191 0,9Э6 197 154.5 158	-	1455 142 0,94 155 107 HI	1 495 153 0,95 161 1.1,5 115	1569 167 0,97 175 121 125	1111 II	, -	1 550 158 0,936 188 115	-		Illi II	-	57 Д-^-о(ИО)="(шО) 4d = >4(^0) 0002“ 000 1 “ 0
аес — 5 000 кг
|	|	/7=4 030 Л
—	1620	' —	—	153С	1 575					—					|ьвк?
	177	-	-	149	161									ft? (ft. о 'в	
	0,98		—	0,99	[									О II	
	183	—	—	181	194	-		-	—	—	—	—	—		II
	148,5 145,5	-	—	112,5 129,5	134 189					-				6 о	« "В е
37
I
V
39
С/.з/чене/-ше waco&o&o pcrcxoga гг>ог>лиёсг no
40
С/лпепемие wcoSoeo /ро&годсг	по схороспу
С/зпенение чотобозо раеяоро топ/п/6о по скорости
На графиках 26, 27, 28, 29, 30, 31, 32 и 33 дано изменение
часового расхода топлива по скорости полета самолета с мотором
АССО-750 при различных полетных весах и высотах полета. Из
этих графиков также следует, что в некоторых случаях мы имеем
полное совпадение теоретических данных с практическими. Макси-
Ut
41

42
43
^007
oti
, ISJV
091 OW 071
мальное расхождение (графики 31 и 33) па высоте 3 000 м для
скорости полета 170 км'час и полетного веса <2=3 500 кг не
превышает (105 - 109 кг) 4°/0.	»
То обстоятельство, что в большинстве случаев мы имеем
совпадение результатов подсчета расхода горючего изложенным
методом и практически замеренных (расхождения в расходе топлива
не превышают 4с/0, что можно также отнести и за счет неточ-
ности замеров расхода при полетах), позволяет считать этот метод
подсчета расхода горючего вполне достаточным длд поставленной
цели.
Кроме того простота производства подсчетов расхода горючего
и получения всех необходимых данных для производства расчета
дальности и выбора наивыгоднейших режимов полета и высоты
совершенно исключает необходимость производства специального
оборудования самолета для замера расхода горючего, что особенно
затруднительно для многомоторных самолетов, и необходимость
производства специальных полетов с различными нагрузками и за-
траты около 30 — 40 час. полетов. Для производства же . расчетов
этим методом необходимо лишь иметь следующие данные.
1.	Зависимость потребных и располагаемых оборотов по ско-
рости полета для какого-либо одного полетного веса (график 7)
на одной.высоте (обычно у земли), причем специальных полетов
для получения его не приходится делать, так как он обычно полу-
чается при испытании самолета по определению скоростей и скоро-
подъемности методом, установленным для испытании самолета
(метод зубцов, предложенный т. Аузаном).
2.	Часовой расход горючего по внешней и дроссельной ха-
рактеристикам мотора при стандартной регулировке карбюратора,
стандартном топливе и одинаковых условиях эксплоатации (одина-
ковое давление в бензиновой магистрали, одинаковая регулировка
опережения зажигания и т. д.) обычно остается для моторов, не
сильно различающихся ио своей мощности, почти одинаковым.
Эта зависимость может быть получена из испытаний мотора на
станке. На моторах же, стоящих на самолете, необходимо лишь
соблюдение тех же условий, что были при испытании мотора на <
станке, т. е. регулировка карбюратора, давления бензиновой маги-
страли и идентичности топлива и опережения зажигания.
3.	Производство полётов с одним полетным весом на разных
высотах при полном открытии дросселя ц, максимальной скорости
полета, причем это условие для производства расчетов необяза-
тельно и служит лишь для проверки условия изменения распола-
гаемых оборотов по высоте, изменяющихся, как было установлено
выше, по закону.
h =	Л 7 •
46
Наличием первых двух основных перечисленных выше данных
и ограничиваются все условия, необходимые для производства всех
расчетов этим методом.
Простота производств! подсчетов расхода горючего ценна еще
и тем, что может быть применена лег..о к каждому отдельному
самолету, т. е. таким образом может быть учтена неидентнчность
летных данных отдельных самолетов.
Действительно для этой цели лить необходимо знать зависи-
мость потребных оборотов по скорости полета у земли, обычно
даваемую в формулярах самолета. При отсутствии этого она легко
может быть получена в полете Зависимость же располагаемых
оборотов по скорости может быть построена по подобию с каким-
либо эталоном, проходившим специально летные испытания.
Закон изменения часового расхода горючего по внеттшей
характеристике обычно для всех моторов одного и того же типа
одинаков. Остается лишь необходимость иметь часовой расход по
дроссельной характеристике, который может быть взят по име-
ющимся данным, снятым при каких-либо испытаниях на станке
(при одной и той же регулировке). Проще было бы иметь измене-
ние часового расхода по оборотам в формуляре мотора, заполняемом
при испытании мотора на заводе. Это не представляет трудности
для моторных заводов, и это требование может быть им поставлено.
Следовательно при наличии этих данных легко может быть учтена
особенность летных данных каждого отдельного самолета.
1О.	Выбор положенно выоотного норрек гора
Выбор положения высотного корректора может быть определен
или регулировкой на максимальные обороты мотора, на данной
высоте илн же может быть заранее установлен ориентировочно на
основании характеристики действия высотного корректора, снятой
на земле.
На графике 34 дана характеристика действия высотного кор-
ректора карбюратора „Зенит11 60 DCL. На этой характеристике по
оси ординат отложено обеднение состава смеси в процентах, а по
оси абсцисс — открытие высотного корректора. Характеристик!
одинакова для полного газа, номинальной и эксплоатационной
мощности. Зная, как уменьшается расход горючего в зависимости
от высоты полета (график 35). и имея характеристику действия
высотного корректора (график 34), мы можем определить положе-
ние высотного корректора для каждой высоты полета заранее,
твердо помня, что этот выбор может служить лишь как ориенти-
ровочный. Установку же положения высотного корректора следует
производить регулировкой корректора на максимальные обороты.
Полученные этим методом данные скоростей, оборотов и рас-
хода горючего для разных полетных весов и высот могут быть
47
Оe-oefna'$Q> е'/^есс/ £ jo&yet/r/oera
о/?} стпа/эб/т/уя &й/сотм>ео /оррекгг/ора.
Угге*6ше*с/е рас-горо гарнцем S 9aScsc(s”oc7u
osn Зб/сотб/ t^a/tema- ^а^и^бт/оп 0смг6.эс&»-
обработаны для пользования строевыми частями в виде специаль-
ных графиков, позволяющих решать ряд тактических задач.
48
11.	Порядок пересчета скоростей, оборотов и расхода
топлива
Для того чтобы уяснить весь порядок пересчета и составле-
ние необходимой таблицы данных скоростей и расхода., проделаем
весь пересчет в виде примера. Предположим, что мы имеем для
какого-либо самолета данные располагаемых и потребных оборо-
тов в зависимости от скорости полета для полетного веса <2=4 000 кг,
приведенных к нормальным атмосферным условиям (760 мм Hg
15° С). Эта зависимость представлена на графике 36; она полу-
чена в результате испытания самолета. Крэме того на графике
14 имеем расход топлива по дроссельной и внешней характерп-
,	, „	^др.
стикам мотора, а па графике 16 дана зависимость ——------------- по
ппол,- газ.
4-:0предел. расхода топлива для полета.
49
тут-.———	полученная из графика 14. Эти данные, как уже
х.^т'пол, газ.
отмечалось выше, могут быть получены при испытании мотора
па станке. Для их использования применительно к самолету не-
обходимо Лишь соблюдение тех же условий, при которых был за-
мерен расход топлива на станке (одинаковое топливо, регулировка
карбюратора, давление бензина и т. д.).
По этим графикам составляем табл. 4.
Таблица 4
	Полетный вес 4000 кг Н=0					Примечание
Располагаемые обо- роты у земли . .	1605	1635	1675	1720	1760	Из графикаиспы- таний 36
Потребное число обо- ротов у земли ппот	1155	1190	1250	1345	1520	Берем также из графика испыта- ний самолета 36
Скорость полета км/час	112	120	134	150	176	То же, из графи- ка испытаний 36
Отношение оборотов ndpJn пол. газа ' • "	0,72	0,728	0,746	0,782	0,86	Получаем деле- нием потребных оборотов на рас- полагаемые
Отношен, расх. топлива in'dpjfamlпол. газа	0,508	0,52	0,538	0,578	0,685	Находим по гра- фику 16 для со- ответствующего пдр,1ппол, газа
Часовой расход то- плива на полном газу кг/час		197	200	209	207	210	Находим из гра- фика 14 (расход топлива по внеш- ней характери- стике)
Часовой расход то- плива по дросселю у земли кг/ час, . .	100	104*	109	119,5	144	Находим по от- ношению {Сг1п)др1 (&т)пол. газа и п0 расходу на полном газу
Расход топлива в кг/км	0,893	0,865	0,813	0,795	0,816	
50
Для пересчета этих данных на другой полетный вес соста-
вляем табл. 5.
Таблица 5
	Цодетный вес 4 500 кг Н — 0					Примечание
Располагаемые обо- роты у земли прас.		1 605	1635	1675	1720	1760	Располагаемые обо- роты те же, что и для предыдущего	веса табл. 4
Потребное число оборотов у земли пяот.		1225	1260	1330	1430	1 610	Потребные обороты для этого полетного веса определяем по за- ВИСИМОСТИ(Пио?п)4500= i5U0 — \Ппот. ) 4000 ‘ У 4000
Скорость полета V км/час . . .	119	127	142	159	187	Скорость полета для другого полетного веса определяем у — у	4500 1 4500- Г4000 У 4^00
Отношение оборотов Пдр. ^пол. газа ’ '	0,764	0,770	0,794	0 83	0,915	Определяем деле- нием потребных обо- ротов на располагае- мые
Отношение рас- хода топлива газа	0,556	0,583	0,585	0,637	0,785	Определяем по гра- фику 16 для отношения ^др.' пПОл. газа
Часовой расход топлива на пол- ном газу G кг/час	197	200	203	207	210	Из графика 14 рас- ход по внешней харак- теристике
Часовой расход топлива по дрос- селю у земли G кг час ....	110	116	119	131	165	Находкм по отно- шению газа
Расход топлива В КЪ'КМ ....	0,925	0,915	0,870	0,82	0,885	
Для пересчета на другую высоту полета составляем следу-
ющую табл. 6. В качестве примера берем полетный вес Q —4 000 кг
и высоту 2 000 м.
4*	51
Таблица 6
	Нолетпый вес		4 000 кг Н=2 ООО м			Примечание
Располагаемые обо- Ротн^/Р. • • •	1565	1 595	1635	1 680	1715	Располагаемые обо- роты берем из табл. 4, находим для другой высоты по зависимости
Потреби, обор. »тпп	1 270	1 310	1 375	1480	1 675	Потребные обороты берем Из табл. 4 и для другой высоты подсчи- тываем по зависимости •(пятпЛ=_	
Скорость полета V км. час . . .	123	132	147 5	165,0	194	Пересчитываем так- же данные табл 4 по зависимости
Отношение оборот. пдр.!пкм. газа ' ‘	0,812	0,82	0,84	0,88	0,976	—
Отношение рас- хода топлива ^др./^пол. газа ' *	0,615	ч 0,635	0,658	0,705	0,898	Определяем по гра- фику 16 соответ- с вующее отношение Пдр.^пол. газа
Часовой расход топлива на пол- ном газу эд/чцс .	193	196	200	204	207	Определяем из гра- фика 14.
Часовой расход топлива по дрос- селю у земли Kijvac .....	119	124,5	132	144	10	Находим по отно- шению №т)др1№Г1П*по&. газа и расходу па полном газу
Часовой расход топлива по дрос- селю на высоте кг/час		93,3	97,5	103,5	113	146	Находим по зави- симости =(#т?О "7Г * J 0
Расход топлива KljKM		0,76	0,740	0,70	0,685	0,75	
52
Таким образом составляем таблицы для других полетных ве-
сов и высот. Подсчеты необходимо проводить: для полетного веса
минимально возможного, ряда (не менее 2) промежуточных его
значений и для максимально возможного. Высоту полета следует
выбирать через каждые 1 000 м с учетом возможности работы
самолета на данной высоте, причем наибольшая высота должна
быть не менее 1 000 м от потолка данного самолета.
В целях удобства подсчетов и составления этих таблиц можно
составить общую сводную табл. 7, приведенную ниже, которая
позволяет иметь все основные данные для составления графиков
ио решению ряда тактических задач.
Таблица 7
Высота полета в л	Полетный вес 4 000 кг									
	II = 0 я (у земли)					//= 2 000 м				
Располагаемое число обо- ротов 	  .	1605	| 1635	1 675	1 720	I 760	1 565	1595	1 635	1660	1715
Потребное число оборотов	1 155 ] 1 190 | 1 250 11 345				1520	1 270 | 1 310		1375 | I 480		1675
С-'орость поле)а			112	| 120	] 134	150	176	123	132	147,5	165	194
Отн. шение оборотов Пдр.)Ппол- газа		0,72	0,723	0,746	0,782	0,86	0,812	0,82	0,84	0,88	0,976
Отношение расходов газа .	0,508	0,52	0,538	0,578	0,685	0,615	0,635	0,658	0.705	0,898
Часовой расход на полном газе (Gm)wo>z. газа	197	200	203	207	210	193	196	200	204	207
Часовой расход топлива но дросселю у земли кг!час	100	104	109	119,5	142	119	124,5	132,0	144	186
Часовой расход топлива по дросселю па высоте кг/чос . Расход топлива в кг/км . . Высота полета в л	—	—	—	—		93.3	97,5	1103.5	из	146
	0,893	0,865 Н	0,813 п = 0 я	0,795 о л е 1	0,816 и ы	0,76 в е	0,740 с 4 5С Н	0,70 | 0,685 0 кг = 2 000 л		0,75
Располагаемое число обо- ротов 			1605	I 635	1675	1 720	1 760	1 565	1595	1635	1680	1715
Потребное число оборотов	1 225	1260	1 330 I 1 430 I 1 610			I 360	1 390 | 1 465 j 1 575_ 140 | 156 | 175			-
Скорость полета -		119	127 1 142		159	187	131				
Отношение оборотов ndpJnnoji. газа		0,764	0,77	0,794	0,83	0,915	0.862	0,872	0,845	0,936	-
Отношение расхода топлива ^rn^Qp !^гт)прл. газа •	0,556	0,583	0,595	0,637	0,785	0,681	0,695	0,737	0,83	-
Часовой расход топлива на t полном газу кг}час . . .	197	200	203	207	210	193	196	200	204	—
Часовой расход топлива по дросселю у земли кг/час .	110	1 160	119	131	165	1315	136,5	147,5	169,5	—
Часовой расход топлива по дросселю на высоте кг/час				—	—	103	107,0	115,5	132	—
Расход топлива в кг/км . .	0,925	0,915	0,840	0,820	0,885	0,785	0,765	0,740	0,755	—
53
Таблица 6.
Для производства этих пересчетов ниже приводится табл. 8
с необходимыми коэфициентами
Н в м	KW Чд |	Ph Ре	| Темпера- тура по Цельсию Th	Плотность у кг/мм3	<S| <£ JI			№ 88g/1 V	А		|-н.
0	760	1,000	+ 15	1,225	1,000	1,000	1,000	1,000	1,000	1,000	1,000
1000	674,1	0,8870	+8,5	1,112	0,9074	1,1	1,05	0,897	0,886	0,975	0,987
2 000	596,2	0,7845	+2	1,0068	0,8216	2,215	1,1	0,802	0,781	0,95	0,975
3 000	525,8	0 6918	-4,5	0,9094	0,7420	1,35	1,16	0,716	0,685	0,925	0,962
4000	462,3	0,6082	—11	0,8193	0,6686	1,495	1,22	0,638	0,598	0,894	0,945
5 000	405,1	0,5330	-17,5	0,7363	0,6008	1,665	1,29	0,565	0,517	0,86	0,927
6 000	353,8	0,4655	—24	0,6598	0,5384	1,86	1,362	0,501	0,446	0,83	0,91
7 000	307,9	0,4051	—30,5	0,5896	0,4810	2,08	1,442	0,438	0,377	0,784	0,885
8000	266,9	0,3512	—37	0,5252	0,4285	2,34	1,53	0,388	0,321	0,751	0,867
9000	230,5	0,3032	—43,5	0,4664	0,3806	2,63	1,625	0,340	0,267	0,704	0,84
10 000	198,2	0,2606	—50	0,4127	0,3367	2,98	1,73	0,303	0,226	0,674	0,82
Примечание
А = 1,11	0,11
J о F J л
12.	Составление графиков для расчета полетов
Имея данные скоростей, оборотов мотора и расхода горючего
для разных полетных весов и высот, составляют ряд графиков,
на основании которых можно было бы решать ряд задач, связан-
ных с полетом.
Для этой цели по данным табл. 7 (в табл. 7 отсутствуют
данные для ряда весов и высот полета — эти данные берутся из
табл. 3) составляется новая таблица с данными, необходимыми
для расчета полетов, т. е. зависимости скоростей полета и расхода
топлива от высоты и полетного веса самолета. При наличии всех
данных в табл. 7 составление этой таблицы, вообще говоря, не
является необходимым.
54
По данным табл. 9 строютея графики 37, 38, 39 и 40 изме-
нения километрового расхода по скорости полета для полетных
весов Q = 3 500, 4 000 и 5 000 кг для различной высоты полета.
На этих графиках наносится изменение наивыгоднейшей
скорости по высотам.
Так, на графике 37 видно, что напвыгоднейшая скорость
полета для высоты Н —О будет V = 162 км/час, а для высоты
восход гпоп/туёо &	по епо/ооехпо дпп
полетного £есо 3500 не
МО ромиинЬл £б/со/гюх о, JOO#, £000. 9000
^рскрик. ~Л/^7 СкоростЬ V VOC
//-=4 000 м—F=162 кж/часГт. е. с поднятием на высоту для
одного и того же полетного веса наивыгоднейшая скорость воз-
растает. Кр ме того по графикам 37, 38, 39 и 40 видно, что
наивыгодпейшая потребная скорость полета для одной какой-либо
высоты возрастает с увеличением полетного веса. Так например
для полетного веса <3 = 3 500 кг (график 37) и высоты полета
Н = 1 000 м, наивыгоднейшая скорость будет V = 154,5 км/час,
а для полетного веса Q = 5 000 кг (график 40) для той же вы-
соты наивыгоднейшая скорость будет равна Г = 163 км/час.
Пользуясь графиками 37, 38, 39 и 40, строится зависимость
наивытоднейшей скорости от полетного веса и высоты полета
(график 41), а также зависимость от полетного веса расхода топ-
лива на километр пути (графине 42) при наивыгоднейшей скорости
полета.
55
Таблица 9. Изменение расхода топлива на 1 км
Высота в м	Н = 0	/7=1000 л
Полетный
Скорость в км/час ......	106	115	126	140	163	120	128	147	160	182
Расход в кг/час . .		93	96	101	103	126	93	95,5	106	III	136
Расход в кг/км ........	0,877	0,835	0,80	0,73	0,775	0,776	0,745	0,72	0,712	0,746
Полетный
Высота вл	/7 = 0	Н=1 ООО л
Скорость в км/час ......	112	120	134	150	176	126	136	158	172	199
Расходгв кг/час .......	100	104	109	119,5	112	99,7	104,5	118,0	139	169
Расход в кг/км		0,893	0,865	0,813	0,795	0,816	0,825	0,768	0,747	0,755	0,85
Полетный
Высота вл	/7 = 0	Н = 1 000 м
Скорость в км/час ......	116	126	141	159	198	132	143	167	182	-	
Расход в кг/час .......	106,5	110	118,5	132	183	108	114,5	131	147	-	
Расход в кг/км........	0,92 *	0,874	0,84	0,83	0,925	0,82	0,60	0,785	0,838	-	
П олетный
Высота в м	/7 = 0	/7 = 1 000 л
Скорость в км/час ......	123	183	149	168	-	139	151	178	194	—
Расход в кг/час		116	122	130	148	-	119,5	127	148	183	-
Расход в кг/км ........	0,944	0,920	0,872	0,88	-	0,86	0,84	0,83	0,94	-
56
пути для различных полотпых весов и высет
н = 3000 м
Я = 4 000 л
вес 124	3 500 кг		165	189	126	185	148	164	187	141	151	162	160
	135	147											
89	92	96,5	108	135,5	84,6	87	92	99,5	120	82.5	85.5	92	104,5
0.72	0,682	0,657	0,655	0,718	0,672	0.645	0.622	0,606	0,642	0,585	0,565	0,567	0,58
веС 4 000 кг
вес 5 000 кг
57
ело? тог?лс7о& о нл/нм ло c/iopoerrtw ysm
пО-летноео Seco 5000 ке
tvo рсг-злс/онб/х Sbfcom. 5, /000, ^оООн
Г"осход гтюлль/ба 5 хе/лн по снорОсто» уил
паяетноео Seco 4000 не
ио розлаинбм б/мсотог О, /ООО,
Рсс/од ononjjo^o не/Км оо сморос/г^ ^>/гЦ
палстн&ес Seco -4500 *<?
(Л9мененс/е нои£б»еоунейсс/ей сноросто сонолёп^о оо
полетному Secy самолета но ро&лшнбл' &6/сота*
q jooot гооо. зооО' оооо м
58
По графикам 41 и 42 можно выбрать наивыгоднейший про-
филь полета в зависимости от высоты полета и полетного веса,
а также можно построить график 46 — изменения полетного веса
самолета за счет выгорания горючего и смазочного в зависимо-
сти от радиуса действия самолета, о чем будет сказано ниже.
13.	Выбор паи выгоднейшего профиля полета
До сих пор рассматривался случай полета без yneta влиягшя
ветра. Так как в действительности на полет самолета будет сильно
влиять наличие воздушных течений, то для учета этого обстоя-
тельства составляем таблицу влияния на наивыгоднейшую скорость
различной силы ветра.
По полученным данным таблицы 10 строится график 43 —
изменения километрового расхода топлива ио скорости полета для
разной силы ветра. На этом же графике определяется изменение
наивыгоднейшей скорости полета (наивыгоднейшей по расходу
топлива) при различной силе ветра. Это изменение наивыгоднен-
шей скорости полета в зависимости от силы ветра представлено
яа графике 44.
Кроме того при выборе наивыгоднейшего профиля полета
необходимо учитывать наивыгоднейшую высоту и скорость полета
во
Таблица 10. Изменение скорости полета е зависимости от силы встречного или
попутного ветра
Скорость полета км/час	120	128	147	160	182	
Расход горючего кг/час		93	95,5	106	114	136	
Расход па 1	.	0,776	0,745	0,72	0,712	0,746	Ветра нет
Скорость земная .	140	148	167	180	202	Ветер
Расход на 1 км . .	0,665	0,615	0,635	0,635	0,673	попутный 20 км/час
Скорость земная .	100	108	127	140	162	Ветер
Расход на 1 км . .	0,93	0,885	0,835	0,812	0,84	встречный 20 км/час
Скорость земная .	160	168	187	200	222	Ветер
Расход на 1 км .	0,581	0,57	0,566	0,57	0,61	попутной 40 км/час
Скорость земная .	80	88	107	120	142	Ветер
Расход на 1 км	1,16	1,085	• 0,99	0,95	0,957	встречный 40 км/час
Скорость земная .	180	188	207	220	242	Ветер
Расход на 1 км ,	0,516	0,507	0,512	0,518	0,56	попутный 60 км/час
Скорость земпан	60	68	87	100	122	Ветер
Расход на 1 км .	1,55	м	1,22	1,14	1,11	встречный 60 км/час
Скорость земная .	200	208	227	240	262	Ветер
Расход на 1 о .	0,465	0,46	0,466	0,475	0,518	попутный 80 км/час
Скорость земная .	40	48	67	80	102	Ветер
Расход на 1 км .	2,32	1,99	1,58	1,425	1,33	встречный 80 км/час
61
62
в зависимости от полетного веса па основании графиков 41 и tz.
Так например по графику 42 наивыгоднейшая высота полета
с точки зрения минимального расхода топлива для полетного веса
4500__5 000 кг будет 2 000 .и, а для полетного веса 4 000—4 500
наивыгоднейшая высота 3 000 м и для полетного веса 3 500—4 000 кг
высота 4 000
14 Учет изменения длины иолета От влияния различной
силы ветра
При выполнении расчета полета необходимо учитывать также
влияние встречного пли попут ого ветра на длину полета. Учет
Увеличение ёоздучоноеи пуоли ё зооёо/еетоослпе/ от SerryjDeunoeo
бетро для скоростей со^о/гета 75О*г/иак /7Окгг/исгс./90*гг/</ог
этого влияния можно производить на основании построенного для
этой цели графика 45.
На этом графике по оси абсцисс отложено расстояние в кило-
метрах, а по оси ординат — сила встречного ветра. Построение
влияния'встречного ветра^на длину^полета произведено для трех
скоростей полета: У = 150,“ 170 и 190 км!час.
63
Таким образом, зная заданное расстояние, силу и направле-
ние ветра, можно определить увеличение или уменьшение воздуш-
ного пути. Так например, если необходимо покрыть расстояние
700 км при безветрии со скоростью полета в 170 км'час, то при
наличии встречного ветра 50 км/час воздушный путь будет равен
900 к.ч, и следовательно запас топлива должен быть предусмотрен
на зто расстояние.
15. Учет изменения полетного веса за счет выгорания
топлива и смазочного
Полетный вес самолета при всех полетах будет изменяться
за счет выгорания топлива и смазочного, а следовательно будут
меняться наивыгоднейшая высота полета, скорость и расход то-
плива.
Чтобы учесть этот фактор при расчетах полета, необходимо
знать, как будет меняться полетный вес в зависимости от прой-
денного расстояния. Для этой цели составляется таблица 11 —
изменение полетного веса самолета за счет выгорания топлива
и смазочного.
Таблица 11
Полетный вес в кг	Наивыгодпеишая высота полета в м t	Наивыгоднейшая скорость при без- В :трии	Расход топлива в тем	Пройденный путь в км	Расход топлива в кг за 200 км	Расход масла в кг за 200 км	Расход топлива и масла за 200 км	Уменьшение по- летного веса в кг
5 000	2 000	165	0,795	0	159	12,7	172	4 828
4828	2 000	165	0,770	200	154	12,35	166	4 662
4 662	2 000	165	0,76	400	152	12,2	164	4 498
4 498	2 000	165	0,745	600	149	11,9	161	4 337
4 337	зооэ	163	0,705	800	141	11,3	152	4 185
4185	3 000	163	0,685	1600	137	11	148	4 037
4 037	3 000	163	0,67	1200	134	10,7	145	3 892
3 892	4 000	165	0,60	1400	120	9.6	130	3 762
3 762	4 000	165	0,585	1 600	117	 9,4	126	3 636
3 636	4 000	165	0,575	I 800	115	9,2	124	3 512
3 512	4 000	165	0,57	2 000	114	9,1	123	3 389
Примечание. Расход масла взят 8% от расхода топлива.
Эта таблица составлена для наивыгоднейшей высоты полета
согласно графику 42, о чем уже было отмечено раньше.
64
На основании этой таблицы строим график 4G изменения по-
летного веса за счет выгорания топлива и смазочного в зависи-
мости от дальности полета для различных начальных полетных
весов от еи„л.= 3 600 т д0 5 000 кг'
ПолетыЬк* 6 «?
S км
Этот график 46 позволяет нам определить, какое количество
топлива и масла необходимо иметь для совершения горизонталь-
ного полета на заданное расстояние.
Помимо изменения начального полетнего веса самолета за
счет выгорания топлива и смазочного полетный вес может быть
изменен во время полета также и за счет сбрасывания груза
(бомб и т. д.). В этом случае можно было бы решать задачу по
подсчету расхода топлива, разбивая полет как бы на два этапа—
полет до места сбрасывания груза, и полет обратно, при одних
и тех же оборотах мотора.
Это обстоятельство несколько усложняет расчет п требует по-
строения ряда дополнительных графиков. Лучше всего и с доста-
точной точностью можно в этих случаях (т. е. когда полет рассчи-
тывается на сбрасывание груза в определенном пункте) вести
расчет на уменьшенный начальный полетный вес на половину
сбрасываемого груза., т. е. если сбрасываемый груз (или бомбы)
47а—Определ. расхода топлива для полета.
будет составлять например 500 кг и начальный полетный вес са-
молета будет 5 000 кг, то весь расчет по определению расхода
топлива следует вести на полетный вес 4 750 кг.
Если же при полете не предполагается сбрасывания груза,
то уменьшение начального полетного веса за счет выгорания то-
плива и смазочного определяется просто из графика 46 по началь-
ному (действительному) полетному весу и дальности полета; если
же предположено при совершении полета сбрасывание груза или
бомб, то изменение начального полетного веса в зависимости от
дальности полета отыскивается для фиктивного начального полет-
ного веса (начальный полетный вес уменьшается на половину
сбрасываемого груза).
Для подтверждения этого приведем пример.
Предположим, что требуется совершить полет на расстояние
500 км, где сбросить груз 500 кг и вернуться обратно.
Начальный полетный вес самолета 5 000 кг. Для решения за-
дачи поступаем следующим образом: по графику 46 определяем для
начального полетного веса 5 000 кг расход топлива и смазочного
для расстояния 500 км, что будет составлять 5 000 — 4 580 = 420 кг
топлива и смазочного. Обратный путь самолет после сбрасывания
груза 500 кг будет совершать полет с начальным полетным весом
4 580 — 500 = 4 080 кг, по графику же 46 определяем расход то-
плива на обратный путь 500 км уже для начального полетного
веса 4 080 кг — этот расход будет составлять 4 080 — 3 750 = 330 кг.
Таким образом находим, что для совершения этого полета (го-
ризонтального) потребуется горючего и смазочного 420 + 330=750 кг.
Решая эту задачу другим способом, т. е. уменьшением началь-
ного полетного веса на патовину сбрасываемого груза, имеем: на-
чальный полетный вес будет 5 000 — 522 = 4 750 кг.
Для этого начального полетного веса по графику 46 опреде-
ляем сразу расход топлива на расстояние туда и обратно (1 000 кл);
он будет составлять 4 750 — 3 990 = 760 кг.
Следовательно решение задачи обоими способами дает резуль-
таты достаточной точности.
16- Связь между бомбовой нагрузкой озмопета и радиу-
сом действия
При решении тактических задач необходимо иметь связь между
бомбовой нагрузкой самолета и дальностью его полета. При уста-
новлении этой связи исходим из того, что полетный вес самолета
складывается: <ЭИ„ = QHeu3M + QCllM + Qwp_ + Qmc. Зная неизменный
вес конструкции самолета, расход топлива и смазочного для со-
вершения полета на определенный радиус действия, можно опре-
66
делить и количество бомб (их вес), которое можно перебросить при
определенном начальном полетном весе самолета.
Так как Q боке =	+ Q^ + Q^, то, задаваясь
рядом полетных весов самолета и радиусом действия, составляем
табл. 12.
По данным табл. 12 с троим график 47—зависимости бомбовой
нагрузки от радиуса действия для различных начальных полетных
весов самолета. При составлении табл. 12 и графика 47 имелся
нагрузка с-сг/^оралюа S яо&аеимосги
orr- pc/yisyca уеастбия для рсг^рыанб/л но
иолЬиЬ/» попетнб» весоб
в виду лишь горизонтальный полет самолета без учета и попра-
вок расхода топлива на метеорологические условия полета (ветер,
ломаный профиль полета из-за облачности п т. д.), на индивидуаль-
ность материальной части (индивидуальность регулировки карбю-
раторов и т. д.), на что необходимо ввести поправку на расход
горючего около 10“/о-
Кроме этого следует также учитывать продолжительность ра-
боты самолета и мотора, требующуюся для сбора, построения, по-
садки, рулежки и опробывания моторов. Поправка на это увеличе-
ние расхода топлива зависит от величины одновременно работаю-
щего соединения самолетов. Наконец надо учитывать увеличение
расхода топлива за счет набора высоты, в особенности если этот
набор высоты производится над аэродромом, с которого произво-
дится вылет. Эти все обстоятельства требуют в общей сложности
5*
67
Таблица 12. Зависимость между бомбовой нагрузкой н расходом топлива и масла
от радиуса действия для различных начальных нолетных весов самолета при
наивыгоднейших высоте и скорости
Начальный полет- ный вес в кг	Радиус действия в км	Дальность в км	Страховка на ветер, на ме- теоре лориче ские условия и индивидуаль- ность мате- риальной части	Увеличение рас-	1 хода топлива на	О в в Ю О Д св J в	У величеиие расходз топлива при наборе	высоты (если набор высоты производиг-1	• ся над аэродромом'	Общая дальность в км	Необходимое коли- чество топлива и масла в кг	Бомбовая нагрузка в кг
5 000	400	800								800-Ь	600+ бг>	1045
5 000	600	1200								1200+	920 4 80	700
5 000	800	1600								1 600+	1 240+110	350
5 000	1 000	2 000								2 0004	1535+135	100
4 600	300	600								600+	460 4 40	800
4600	500	1000								1 000+	770+ 70	460
			Ориентировочно принимаем									
4 600	700	1400	। увеличение расхода горючего							1 400+	1060+ 90	150
			и масла за	счет		этих факторов						
4 600	900	1800		га	15%.					—	—	—
4 200	200	400								400+	265 + 25	600
4 200	400	800								800 +	550+ 50	300
4 200	600	1200								1 200 +	770+ 70	60
4 200	800	1600								1600 +	—	—
3 700	200	400								400 +	200+ 20	180
Примечание. Общий полетный вес складывается пз:
1) неизменного полетного веса; в него входит вес пустого самолета со всем
необходимым оборудованием для б осого полета;
2) расходной нагрузки; в нее входит зес горючего, смазочного и боепри-
пасов.
В данной таблице неизменный полетный вес самолета ззят GMU3t = 3 300 кг.
68
введения общей поправки на увеличение расхода топлива до 15—
2О°/о. причем особенность влияния большего количества одновре-
менно вылетающих самолетов должна быта учтена особо.
Представленную на графике 47 связь между бомбовой на-
грузкой и радиусом действия самолета для различных полетных
весов для удобства пользования можно наносить прямо на карту,
как это показано на графике 48, при помощи которого можно
быстро в зависимости от пункта предполагаемого полета для опре-
деленного начального полетного веса определить вес бомб пли
груза, которое может перебросить самолет, а также и их необхо-
димое количество.
69
17. Решение практических задач
Имея построенные графики, можно решать ряд практических
задач.
Задача 1. Произнести полет на расстояние 500 км с возвра-
том к месту вылета. Начальный полетный вес самолета — 4 500 кг.
Определить: а) количество горючего и смазочного, необ-
ходимого для совершения полета, б) наидыгоднейшую скорость
и высоту полета.
Решение. По графику 4G определяем расход топлива и масла
для начального полетного веса; = 4 500 кг на расстояние
1 000 км, при этом уменьшение полетного веса будет составлять
до 3 760 кг, следовательно расход топлива и масла будет 4 500 —
— 3 760 = 740 кг. Оценивая увеличение расхода топлива за счет
подъема, индивидуальности материальной части, метеорологических
условий, рулении, посадки и т. д. в 15°/0, находим, что необходи-
мое количество топлива н масла будет составлять
740 + 7 ш'о15 = 850 Ki-
Считая, что расход масла составляет от расхода топлива 8"/0
получаем необходимое количество масла
Следовательно топлива потребуется G = 850 — 70 = 780 кг.
Наивыгоднейшая высота полета с точки зрения минимального
расхода по графику 42 будет 3 000 — 3 500 м.
Наивыгоднешиую скорость определяем по графику 41 для
среднего полетного веса
4 500 + 3760 ^^
и для выбранной высоты 3 000 — 3 500 м, что соответствует ско-
рости 163 —165 км/час. '
Задача 2. Произвести полет туда и обратно па расстояние
600 км, имея начальный полетный вес 5 000 кг.
Определить: а) количество горючего и смазочного для со-
вершения полета, б) наивыгсднейшую высоту и скорость, в) вес
бомб, считая неизменный полетный вес самолета <2=3 300 кг.
Решение, а) По графику 47 определяем по заданному рас-
стоянию 600 км и начальному полетному-весу 5 000 кг. Вес бомб,
который может поднять самолет,— это будет = 700 кг.
70
б)	По графику 46 определяем ле бходимое количество топлива
и масла на заданное расстояние для начального полетного веса,
равного
<2 = 5 000 —-™= 4 650 кг
(как укалывалось раньше). Расход топлива на расстояние туда
и обратно 1 200 иле для найденного полетного веса будет соста-
влять Gmf и „пс = 4 650 — 3 755 = 895 кг. Прибавляя к этому 15%
на страховку полета, получим
тбЛ + 895= 1030 «;
из них масла
и горючего G = 950 кг.
в)	Определяем наивыгодпейшую высоту полета. Так как по-
лет туда на расстояние 600 км примерно должен совершаться
с полетным весом 5 000 — 4 500 кг, то для этого полетного веса
ио графику 42 наивыгоднейшая высота будет 2 000 м.
Обратный полет будет совершаться после сбрасывания бомб
лри полетном весе 5 000 — (700 кг бомб 4- 500 кг горючего) =
= 3 800 кг, и для этого веса наивыгоднейшая высота будет
равна 4 000 м.
г)	Паи выгоднейшая скорость для данных полетных весов и вы-
сот при полете туда и обратно будет 163—165 км, что опреде-
ляется по графику 41.
Задача 3. Произвести полет на расстояние 700 км. Начальный
полетный вес самолета — 4 800 кг. Вес конструкции самолета —
3 300 кг. По метеорологической сводке при полете к цели встреч-
ный ветер 40 км/час. Обратный полет совершается при безветрии.
Определить количество горючего, вес бомб, скорость
и высоту полета.
Решение, а) По графику 45 находим удлиненный путь за счет
встречного ветра силой 40 км!час при скорости полета 165 км, час,
что будет составлять 875 км (т. е. увеличение на 175 км).
б)	По графику 47 для начального полетного веса 4 800 кг
и найденного расстояния 875 км. находим вес бомб, равный 130 кг.
в)	По графику 46 для начального полетного веса Q =
130
— 4 800 — 7g-= 4 735 км и расстоянию 8=875 + 700=1 575 км
находим расход горючего и масла G u лос = 4 735— 3 565 =
f=. 1170 кг.
71
Оценивая страховку па расход горючего в 15°/0, получаем
Gwp и Я«с. = 11100 15 + 1 170=1 350 **• Считая расход масла в 8%
от расхода горючего, получаем Gtop = 1 240 кг и масла Gmc - 110 кг.
г)	Определяем высоту полета: полет туда происходит с по-
летным весом 4 800 — 4 150 кг; по графику 42 наивыгоднейгиая
высота будет от 2 000 до 3 000 м. Обратный путь будет совершаться
с полетным весом 4 000 — 3 600 кг, также по графику 42 наивы-
годнешпая высота будет 4 000 м.
д)	Наивыгодиейшая скорость при безвертии для полета туда
с полетным весом 4 800—4150 кг на высоте 2 000 м определяем
ио графику 41 равной 160—163 км/час. Так как по условию
задания полет туда происходит со встречным ветром 40 км/час, то
наивыгоднейшая скорость по графику 44 будет для этих условий
175 км/час.
Полет обратно совершается на высоте '4 000 л» с полетным
весом 4 000—3 600 иг; этому будет соответствовать скорость полета
V = 165 км час, определяемая по графику 41.
Ответственный редактор М. Струве и Е. Бурче. Техреды О. Люлько и Е. Межбарг.
Корректор .А. Косоурова. Поступило в производство 29/Ш 1934 г. Подписано к печати
17/VIII 1934г. Бумага 82Х1Ю/32. Печ. листов 4’/а (авт. 5,1). Тиране ЮОООэкз. Заказ № I47J.
Ленгорлит № 22510 . Огиз № 63.
ЛОЦТ И КО СССР им. Клима Ворошилова (Ленинград, уд- Герцена. 1;«