Розрахунок дистанцій продовженого та перерваного зльоту, збалансованої дистанції зльоту та швидкості прийняття рішення

22

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

Національний авіаційний університет

Кафедра аеродинаміки та ЛЕ

Курсова робота

Розрахунок дистанцій продовженого та перерваного зльоту, збалансованої дистанції зльоту та швидкості прийняття рішення

Виконав:

студент гр. 506 ФЛА

Федоров Денис

ПРИЙНЯВ:

викл. Каф. АД та ЛЕ

проф. Миронович В.М.

Київ - 2009

ЗМІСТ

3МІСТ КУРСОВОЇ РОБОТИ

ПРИЙНЯТІ ПОЗНАЧЕННЯ

ВСТУП

1. ТЕОРЕТИЧНІ ПОЛОЖЕННЯ ПРОЦЕСІВ ПЕРЕРВАНОГО ТА ПРОДОВЖЕНОГО ЗЛЬОТУ

2. РОЗРАХУНОК ДИСТАНЦІЇ ПРОДОВЖЕНОГО ТА ПЕРЕРВАНОГО ЗЛЬОТУ, ЗБАЛАНСОВАНОЇ ДИСТАНЦІЇ ЗЛЬОТУ ТА ШВИДКОСТІ ПРИЙНЯТТЯ РІШЕННЯ

2.1 Вибір злітної маси літака для розрахунку

2.2 Розрахунок аеродинамічних характеристик літака на режимах зльоту

2.3 Розрахунок тяги силової установки літака на режимах перерваного та продовженого зльоту

2.4 Розрахунок швидкості відриву літака від ЗПС та безпечної швидкості зльоту

2.5 Розрахунок дистанції продовженого зльоту в залежності від швидкості відмови критичного двигуна

2.6 Розрахунок дистанції перерваного зльоту в залежності від швидкості відмови критичного двигуна

2.7 Визначення збалансованої дистанції зльоту та швидкості прийняття рішення в залежності від злітної маси літака

2.8 Вимоги нормативних документів до потрібних злітно-посадкових характеристик

СПИСОК ЛІТЕРАТУРИ

ПРИЙНЯТІ ПОЗНАЧЕННЯ

Швидкості:
Vзв.зл. (VS)	- швидкість звалювання ПС для злітної конфігурації;
V1	- швидкість прийняття рішення на зльоті;
Vп.ст. (VR)	- швидкість ПС в момент підйому переднього стояка;
Vвідр (VLОF)	- швидкість ПС в момент відриву від злітно-посадкової смуги;
Vвідм (VЕF)	- швидкість ПС в момент відмови двигуна;
V2min	- мінімальна безпечна швидкість зльоту;
V2	- безпечна швидкість зльоту;
Vmin ев (VМС)	- мінімальна еволютивна швидкість зльоту;
Vmin відр (VМС)	-- мінімальна швидкість в момент відриву від злітно- посадкової смуги.
Дистанції:
Lр1	- довжина ділянки розбігу ПС від моменту старту до досягнення швидкості підйому переднього стояка;
Lр2	- довжина ділянки розбігу ПС від швидкості підйому переднього стояка до швидкості відриву;
Lр = Lр1 + Lр2	- довжина розбігу ПС під час зльоту;
Lп.д.	- довжина повітряної ділянки польоту ПС при зльоті;
Lзл	- довжина злітної дистанції.
Маси:
mзл	- злітна маса.
Тяга та потужність:
Рн	- наявна тяга ПС;
Nн	- наявна потужність ПС.
ПРИЙНЯТІ СКОРОЧЕННЯ
МСА	- міжнародна стандартна атмосфера;
ПД	- поршневий двигун;
ТГвД	- турбогвинтовий двигун;
ТРД	- турбореактивний двигун;
ПС	- повітряне судно;
ЗПС	- злітно-посадкова смуга.

ВСТУП

В процесі опанування дисципліни «Льотні характеристики літаків, сертифікованих відповідно до JAR / FAR-25» студент повинен не тільки засвоїти матеріал, але й ознайомитися з методами розрахунку характеристик зльоту-посадки в умовах відмови двигуна з врахуванням нормативних вимог щодо сертифікації повітряних суден (ПС).

При виконанні курсової роботи студент зобов'язаний:

- провести вибір варіанта курсової роботи та відповідних вихідних даних для її виконання;

- ознайомитися зі змістом курсової роботи ;

- опрацювати за лекціями розділи дисципліни, на яких засновано виконання курсової роботи;

- ознайомитися з вимогами до оформлення пояснювальної записки;

- опрацювати методичні вказівки до розрахунку;

- виконати відповідні розрахунки, проаналізувати отримані результати та зробити висновки.

Методичні рекомендації можуть бути використані при розрахунках курсових робіт з дисциплін «Льотні характеристики та планування польоту», «Динаміка польоту».

Даний курсовий проект полягає у визначенні розрахунковим шляхом злітно-посадочних характеристик літаків цивільної авіації з врахуванням експлуатаційних обмежень та вимог нормативних документів щодо сертифікації повітряного судна за умов відмови критичного двигуна на режимах зльоту. Зокрема, виконати розрахунок дистанції продовженого та перерваного зльоту в залежності від швидкості відмови критичного двигуна при зльоті, встановити значення збалансованої злітної дистанції та швидкості прийняття рішення, а також їх залежність від злітної маси повітряного судна.

Ан - 124 ОКБ О.К. Антонова

Важкий дальньомагістральний широкофюзеляжний вантажний літак

lк, м	S, м2	Lф, м	Dф, м	Gп max, т	Mmax	q, кН/м2
73,3	628,5	69,1	7,68	213,74	0,77	16,1
1-дз, ш. пр.=0; 2-дз, ш.в.=30о; 3-дз, ш.в.=40о

22

22

Залежність при різних кутах відхилення механізації	Поляра літака при різних кутах відхилення механізації

Д-18Т Державне підприємство «Івченко-Прогрес»

Двоконтурний газотурбінний двигун

Тяга на злітному режимі, кН 229,8

Питома витрата палива на злітному режимі, кг/Н•год 0,036

G_пов = 765 кг/с; m = 5,6; р_к = 24,4;

Залежність тяги від швидкості та висоти польоту. Умови МСА. Двигун працює на злітному режимі.

22

Залежність тяги від швидкості та висоти польоту. Двигун працює на номінальному режимі

22

1. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ПОЛОЖЕНИЯ ПРОЦЕССОВ ПРЕРВАННОГО И ПРОДОЛЖЕННОГО ВЗЛЕТА

Продолженный взлет - это взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя в процессе взлета, после чего взлет продолжается и завершается с отказавшим двигателем.

Прерванный взлет - это взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя, после чего начинается прекращение взлета с последующим торможением самолета до полной его остановки на взлетной полосе.

Принятие решения о продолжении взлета зависит от скорости, на которой произошел отказ двигателя. При отказе двигателя на малой скорости взлет прекращается. Если скорость отказа велика и близка к скорости отрыва, то взлетной полосы для прекращения взлета и торможения может не хватить, поэтому взлет следует продолжить на оставшихся работающих двигателях.

В JAR-25 (АП-25) введено определение скорости принятия решения V₁. Это наибольшая скорость разбега самолета, при которой в случае отказа критического двигателя (отказ распознается на этой скорости) возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета при условии выполнения:

VMCG ? V₁ ? VR,

где VMCG - минимальная эволютивная скорость взлета (V_{min э.р.});

VR - скорость в момент подъема передней стойки шасси (V_п.ст.).

Скорость VMCG - это минимальная скорость самолета на земле в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя возможно сохранять управление самолетом, используя только руль направления с учетом воздействия бокового ветра 3 м/с под углом 90є к оси ВПП с неблагоприятной стороны. Для определения значения скорости V₁ принятия решения используется понятие сбалансированной взлетной дистанции L_сб, которая должна быть меньше располагаемой длины ВПП L_расп.

Дистанция прерванного взлета L_прерв включает сумму расстояний, пройденных самолетом при разбеге с нормально работающими двигателями (L_рн), расстояния, пройденного за время принятия решения о прекращении взлета (ДL_р.п.р.) и длины пробега при торможении (L_пр), т.е.

L_прерв = L_рн + ДL_р.п.р. + L_пр.

Дистанция продолженного взлета L_прод - это сумма расстояний, пройденных самолетом при разбеге с нормально работающими двигателями (L_рн) и последующем разбеге с одним отказавшим двигателем (L_ротк) до скорости отрыва передней стойки шасси VR (V_п.ст.) и от скорости VR до скорости отрыва самолета от ВПП - V_отр. (VLOF), а также длины воздушного участка, заканчивающегося на высоте стандартного препятствия Н_ст = 10,7 м и безопасной скорости взлета V₂, т.е.

L_прод = L_рн + ДL_р.отк. + L_В.Д..

В результате расчета необходимо получить зависимости:

L_прерв = f(V_отк.) и

L_прод = f(V_отк.).

Очевидно, чем больше скорость в момент отказа (V_отк.), тем меньше дистанция продолженного взлета L_прод. и, наоборот, чем меньше скорость в момент отказа (V_отк.), тем меньше дистпнция прерванного взлета L_прерв.

Существует значение V_отк., при котором

L_прерв(V_отк.) = L_прод (V_отк.) .

Выполнение данного условия соответствует сбалансированной дистанции взлета L_сб. Этой дистанции соответствует значение скорости принятия решения V₁ (рис.1).

22

Рис. 1

Вначале рассмотрим математическую модель расчета L_прод и ее составляющих. Основными исходными данными для расчета как прерванного так и продолженного взлета являются следующие зависимости:

1) C_ya = f(б) и C_ya = f(C_xa) для заданного типа самолета во взлетной конфигурации с учетом влияния земли, представленные в Приложении 1;

2) высотно-скоростные характеристики двигателя для взлетного режима (Приложение2).

1. Для определения скорости отрыва самолета при взлете необходимо исходить от скорости сваливания V_s. во взлетной конфигурации, которая равна

, м/с,

где - максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации с выпущенным шасси и учетом влияния земли, а для самолетов с ТВРД также с учетом обдува крыла винтами.

2. Скорость отрыва V_LOF согласно JAR-25 (АП-25) может быть определена как скорость, которая не менее скорости, при которой достигается максимальный угол атаки самолета б_{відр. mах} при его отрыве от ВПП с учетом конструктивных ограничений по касанию хвостовой частью самолета ВПП ( максимальному углу тангажа ) . В этом случае

, град,

где _кр - угол установки крыла относительно строительной горизонтали.

Значению соответствует значение на зависимости C_ya = f(б) для взлетной конфигурации с учетом влияния земли. Тогда для минимальной скорости отрыва получим

, м/с.

Полученная таким образом скорость не должна быть меньше скорости сваливания V_s , рассмотренной выше. Согласно JAR-25 скорость отрыва V_LOF (V_відр) не должна быть меньше минимальной скорости отрыва, а иметь по отношению к ней определенный запас, так что:

V_LOF (V_відр) = 1,1 V_{відр min} - при работе всех двигателей;

V_LOF (V_відр) = 1,05 V_{відр min} - при отказе одного двигателя.

3. Скорость подъема передней стойки шасси определяется из условия VR = 0,95 V_LOF.

4.Минимальное значение безопасной скорости взлета V_2 min должно (согласно JAR_25) обеспечивать выполнение следующих условий:

V_2 min ? 1,2 Vs _зл для самолетов с ТРД или ТВРД с двумя или тремя двигателями;

V_2 min ? 1,15 Vs _зл для самолетов с ТРД или ТВРД, у которых более трех двигателей.

5. При выполнении данных условий безопасная скорость взлета V₂ должна быть не менее V_2 min. Рекомендованное значение V₂ = 1,05 V_2 min.

6.При разбеге самолета, в случае продолженного взлета, на различных участках разбега, включая участок после подъема передней стойки, соответствующие дистанции разбега определяются следующими выражениями:

, м,

где j_хн - ускорение разбега при всех работающих двигателях;

, м,

где j_{х отк} - ускорение разбега с отказавшим двигателем;

,

м - участок разбега от момента отрыва передней стойки до отрыва самолета от ВПП.

Величина продольного ускорения самолета в процессе разбега определяется согласно следующим уравнениям движения самолета (в скоростной системе координат):

где m_зл - взлетная масса самолета;

Р - суммарная тяга работающих двигателей;

б - угол атаки;

ц_дв - угол установки двигателя в вертикальной плоскости;

Х_а, Y_а - сила лобового сопротивления и подъемная сила;

и_ВПП - угол уклона ВПП;

N_л, N_о - нормальные реакции передней и основных опор шасси;

f_т.к. - коэффициент трения качения передней и основных опор.

Разрешая систему уравнений (*) относительно j_х, получим

.

Особенности расчета различных участков разбега продолженного взлета:

1) на первом участке угол атаки постоянный и соответствует ц_к, Р соответствует всем работающим двигателям;

2) на втором участке угол атаки не изменяется, однако тяга Р соответствует числу двигателей (i - 1);

3) на участке от момента подъема передней стойки шасси до скорости отрыва принимается среднее значение j_х, равное j_х в момент отрыва от ВПП.

Кроме того, предполагается, что после отрыва от ВПП угловая скорость увеличения угла тангажа (угловая скорость увеличения угла атаки ) постоянна и равна 3 - 4 град/с.

С учетом данного упрощения длина третьего участка определяется следующим образом

,

где .

7. При расчете воздушного участка продолженного взлета от V_отр до V₂ необходимо учитывать криволинейность траектории полета, что существенно усложняет определение L_В.Д. из уравнений движения самолета по траектории.

С достаточной для практики точностью для расчета L_В.Д. удобно использовать энергетический метод.

Полная энергия самолета в момент отрыва от ВПП , а после разгона самолета до V₂ и достижения Н_усл = 10,7 м соответствует

Изменение полной энергии определяется работой средней величины избытка тяги ДР_ср на пути L_В.Д., т.е.

,

откуда , м, где ДР = (Р - Х_а)_ср.

8. Следует отметить, что, в отличие от этапов продолженного взлета, на участках от момента старта (V = 0) до V_отк и последующего участка от V_отк до скорости отрыва передней стойки шасси (V_п.ст.), длина которых изменяется в зависимости от V_отк, длина третьего (L_отр) и четвертого (L_вл) участков для рассматриаемой массы самолета определяется один раз для тяги, соответствующей отказу двигателя.

9. Расчет дистанции прерванного взлета L_прерв частично использует результаты расчета дистанции продолженного взлета. Действительно, первое слагаемое в дистанции L_прерв и L_прод соответствует длине разбега с нормально работающими двигателями (L_рн) от скорости V = 0 до скорости V = V_отк.

10. Второе слагаемое в L_прерв, согласно определения, соответствует дистанции, пройденной самолетом после отказа двигателя в течение времени принятия решения о прекращении взлета (Д L_р.п.р.). Согласно АП-25 (с.: 25.109 п.п. (а)(1)…(а)(2)) данная дистанция определяется участком длины разбега со всеми работающими двигателями от момента t_отк при скорости V_отк до момента t_отк + 2 с и изменения за этот промежуток скорости до V _{tотк + 2 с}.

При расчете Д L_р.п.р, учитывая малый промежуток времени Д t = 2 с, можно принять постоянными все силы, действующие на самолет вдоль его движения по ВПП, т.е. считать, что в течение Дt ускорение j_х остается неизменным и соответствует его величине в момент отказа (t_отк). Тогда, согласно зависимости от времени расстояния, пройденного материальной точкой при равноускоренном движении с начальной скоростью V_отк за время Д t имеем:

, что при Д t =2c. соответствует

, м.

При этом, за время Дt скорость самолета при разбеге увеличивается от V_отк при t_отк до скорости принятия решения, равной

или Д t =2,

.

11. Третьим слагаемым в L_прерв является дистанция пробега при торможении самолета от скорости принятия решения (V_п.р.) до полной остановки (V = 0). Согласно JAR-25 (АП-25) расчет данной дистанции следует проводить без использования реверса тяги (обратной тяги винтов). В этом случае участок длины пробега самолета определяется соотношением

,

где f_пр - коэффициент трения при пробеге;

С_{х пр}, С_{у пр} - значения коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы в процессе пробега.

12. Дистанция прерванного взлета L_прерв так же как и дистанция продолженного взлета рассчитывается для скоростей отказа от V_отк = 0 до V_отк = V_п.ст.. По результатам расчета строятся графические зависимости L_прод = f(V_отк) и L_прерв = f(V_отк). Скорость V_отк, при которой имеет место L_прод = L_прерв соответствует (принимается) в качестве скорости принятия решения V₁. Для конкретного самолета скорость принятия решения зависит от взлетной массы самолета. Значения V₁ для различной m_вз самолета приводятся в Руководстве по летной эксплуатации.

2. РАСЧЕТ ДИСТАНЦИЙ ПРОДОЛЖЕННОГО И ПРЕРВАННОГО ВЗЛЕТА, СБАЛАНСИРОВАННОЙ ДИСТАНЦИИ ВЗЛЕТА И СКОРОСТИ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЯ

2.1 Выбор взлетной массы самолета для расчета

Расчет дистанций продолженного и прерванного взлета в условиях отказа критического двигателя в процессе разбега самолета выполняется для трех значений взлетной массы:

- максимальной взлетной массы m_{зл mах} = 392000 кг

- минимальной взлетной массы m_{зл min} = 272000 кг

- средней взлетной массы m_{зл. ср.}.= Ѕ( m_{зл mах} + m_{зл min}) = 332000 кг

2.2 Расчет аэродинамических характеристик самолета на режимах взлета

В процессе выполнения прерванного и продолженного взлета на самолет действуют лобовое сопротивление Х_а и подъемная сила Y, которые изменяются в зависимости от скорости (Н = const).

Порядок расчета

1. Определяется потребный для расчета диапазон скоростей. Очевидно, начальным значением скорости является V = 0. Учитывая, что дистанция взлета определяется условием достижения безопасной скорости взлета V2, значение скорости V2 должно являться максимальным для расчета продолженного взлета.

Согласно JAR-25 (АП-25) рекомендованное значение V2 составляет

1,05 V2 _min, где V_2 min - минимальное значение безопасной скорости взлета. Нормативное значение V2 _min (согласно JAR-25) составляет:

· V2 _min ?1,2 V_S для самолетов с ТРД;

· V2 _min ?1,15 V_S для самолетов с ТВРД,

где V_S - скорость сваливания во взлетной конфигурации.

Значение V_S определяется по величине С_{уа mах} (максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации с выпущенным шасси и учетом влияния земли, а для самолетов с ТВРД также с учетом обдува крыла винтами).

Величина V_S рассчитывается по формуле

, м/с,

где m_зл - максимальная взлетная масса самолета, кг;

с₀ - плотность воздуха по МСА на высоте Н = 0, кг/м³; с₀ =1,225 кг/м³;

С_{уа mах} - берется по зависимости С_уа = f(б) С_{уа mах} = 2,35

Определяется величина V₂:

V2 = 1,05V_2 min = 1,05 · 1,2V_S = 1,26V_S - для самолетов с ТРД;

V2 = 1,15V_2 min 1,21V_S - для самолетов с ТВРД.

	mзл min = 272000 кг	mср = 332000 кг	mзл mах = 392000 кг
VS , м/с	54,7	60,4	65,7
V2 , м/с	68,9	76,1	82,8

2. Диапазон скоростей от V = 0 до V2 разбивается на k равных интервалов (k ? 0) с шагом Д V = 5…10 м/с.

3. Определяются величина лобового сопротивления Х_а и величина подъемной силы Y_а для всех значений скорости согласно выражениям

.

Последовательность определения этих характеристик следующая:

а) на этапе разбега для определения С_ха и С_уа угол атаки б принимается равным установочному углу крыла ц_кр (б = ц_кр);

б) по зависимости С_уа = f(б) для взлетной конфигурации (шасси выпущено, с учетом влияния земли и влияния обдувки винтов) определяется соответствующее значение С_уа;

в) по зависимости С_уа = f(С_ха) для взлетной конфигурации определяется соответствующее полученному в п. б) значению С_уа значение С_ха;

г) выполняется расчет величины скоростного напора для всех значений скорости ;

д) производится расчет значений при всех значениях скоростного напора, (соответствующих скоростям ).

Полученные в результате расчетов данные размещаются в Табл. 2.1.

№	Пар-тр	Значение параметра V2 = 82,8 м/с
1	Vk, м/с	0	10	20	30	40	50	60	70	V2
2	б, град	const = 3
3	Суа	const = 0,8
4	Сха	const = 0,1
5	S, м2	const = 628,5
6	Ха, Н	0	3849,6	15393	34646	61593	96239	138584	188628	263919
7	Yа, Н	0	30796	123186	277168	492744	769912	1108679	1509028	2111358



№	Пар-тр	Значение параметра V2 = 76,1 м/с
1	Vk, м/с	0	10	20	30	40	50	60	70	V2
2	б, град	const = 3
3	Суа	const = 0,8
4	Сха	const = 0,1
5	S, м2	const = 628,5
6	Ха, Н	0	3849,6	15393	34646	61593	96239	138584	188628	222936
7	Yа, Н	0	30796	123186	277168	492744	769912	1108679	1509028	1783489

№	Пар-тр	Значение параметра V2 = 68,9 м/с
1	Vk, м/с	0	10	20	30	40	50	60	V2
2	б, град	const = 3
3	Суа	const = 0,8
4	Сха	const = 0,1
5	S, м2	const = 628,5
6	Ха, Н	0	3849,6	15393	34646	61593	96239	138584	182746
7	Yа, Н	0	30796	123186	277168	492744	769912	1108679	1461974

По результатам расчета строятся графические зависимости Х_а = f(V) и Y_а = f(V).

2.3 Расчет тяги силовой установки самолета на режимах продолженного и прерванного взлета

Выполнение взлета на этапе разбега осуществляется на режиме работы двигателей самолета, соответствующих положению рычага управления двигателем (РУД) «Взлет». Полная тяга силовой установки при взлете определяется числом работающих двигателей (i) и текущим значением скорости, т.е.

Р = i·Р_дв·К_кр, Н, (1)

где i - число работающих двигателей; Р_дв - абсолютное значение тяги двигателя на земле при рассматриваемой скорости; К_кр - коэффициент потери тяги, учитывающий потери тяги, обусловленные установкой двигателя на планер. Для расчета принимается К_р = 0,92…0,96.

Расчет тяги силовой установки выполняется в следующей последовательности:

а) используя высотно-скоростные характеристики двигателя (Прилож. 2) определяются значения тяги двигателя Р_дв при Н = 0 для всех значений скорости . Если высотно-скоростные характеристики двигателя заданы по числу М полета, перерасчет чисел М в скорость осуществляется согласно соотношению V = а_Н=0·М, м/с, где а_Н=0 = 340 м/с;

б) для воздушного судна с ТВРД мощность двигателя N_р(V_k) пересчитывается в тягу Р(V_k) согласно соотношению , Н;

в) рассчитывается тяга силовой установки на режиме работы двигателей, соответствующем взлету, согласно выражению (1) для всех работающих двигателей и для случая отказа одного двигателя (i-1).

Результаты расчетов размещаются в Таблице. 2.2.

Таблица 2.2

V, м/с V2 = 82,8	0	10	20	30	40	50	60	70	V2
Рдв, Н	230000	225000	218000	210000	200000	198000	190000	185000	179000
Кр	0,94
I	4
Р, Н	864800	846000	819680	789600	752000	744480	714400	695600	673040
Р(i-1)	648600	634500	614760	592200	564000	558360	535000	521700	504780

V, м/с V2 = 76,1	0	10	20	30	40	50	60	70	V2
Рдв, Н	230000	225000	218000	210000	200000	198000	190000	185000	183000
Кр	0,94
I	4
Р, Н	864800	846000	819680	789600	752000	744480	733200	695600	688080
Р(i-1)	648600	634500	614760	592200	564000	558360	549000	521700	516060

V, м/с V2 = 68,9	0	10	20	30	40	50	60	V2
Рдв, Н	230000	225000	218000	210000	200000	198000	190000	185600
Кр	0,94
I	4
Р, Н	864800	846000	819680	789600	752000	744480	714400	697850
Р(i-1)	648600	634500	614760	592200	564000	558360	535000	523390

По результатам, размещенным в Табл. 2.2, строятся графические зависимости Р = f(V) при всех работающих двигателях и для случая одного отказавшего двигателя. Графики зависимостей Р = f(V) размещаем на ранее построенном графике Х_а = f(V).

2.4 Расчет скорости отрыва самолета от ВПП при взлете и безопасной скорости взлета

Минимальная скорость отрыва самолета от ВПП при взлете (V_{отр. min}) определяется из условия реализации в момент отрыва самолета от ВПП максимального угла атаки (б_{отр. mах}), обусловленного конструктивными ограничениями по касанию хвостовой частью самолета ВПП. При таком угле атаки соответственно реализуется максимальный угол тангажа _{отр. mах}.

С учетом угла установки крыла относительно строительной горизонтали ц_кр имеем

, град. = 11,5 град (РЛЭ Ан-124)

Порядок расчета:

а) по зависимости С_уа = f(б) для взлетной конфигурации самолета с выпущенным шасси и учетом влияния земли (для самолетов с ТВРД также с учетом обдувки крыла) определяется значение С_{уа отр mах}, соответствующее значению угла атаки б_{отр. mах}; С_{уа отр mах}=1,65

б) определяется минимальная скорость отрыва самолета от ВПП при взлете согласно зависимости

, м/с;

в) определяется скорость отрыва с учетом запасов, предусмотренных требованиями АП-25:

V_отр (V_LОF) = 1,1 V_{отр. min} - при работе всех двигателей;

V_отр (V_LОF) = 1,05 V_{отр. min} - при взлете с одним отказавшим двигателем;

г) определяется скорость подъема передней стойки шасси при взлете из условия

V_{п. ст}(VR) = 0,95 V_отр ;

д) определяется значение минимальной безопасной скорости взлета V2_min, которая согласно JAR-25 должна удовлетворять условиям: V2_min ? 1,2 V_{з. зл} для самолетов с ТРД или V2_min ? 1,15 V_{з. зл} для самолетов с ТВРД, имеющих более трех двигателей.

Скорость сваливания V_{з. зл} во взлетной конфигурации, необходимая для определения V2_min, рассчитывается согласно соотношению

, м/с,

где - максимальное значение коэффициента подъемной силы на графике С_уа = f(б) для взлетной конфигурации самолета с выпущенным шасси и учетом влияния земли, а для самолета с ТВРД также с учетом влияния обдува крыла винтами;

е) определяется безопасная скорость взлета V2. Согласно рекомендации JAR-25 V2 = 1,05 V2_min.

Расчеты скоростей V_отр, V_{п. ст} и V2 выполняются для трех значений взлетной массы m_{зл. min}, m_{зл. ср}, m_{зл. mах}. Результаты расчетов разместить в Табл. 2.3.

2.5 Расчет дистанции продолженного взлета в зависимости от скорости отказа критического двигателя

Дистанция продолженного взлета включает наземный участок L_р, на котором самолет разгоняется от начального положения на старте при скорости V = 0 до скорости отрыва от ВПП V_отр и воздушный участок L_п.д., на котором самолет разгоняется от скорости отрыва V_отр до безопасной скорости взлета V2 с одновременным набором высоты условного препятствия , равной 10,7 м.

В свою очередь наземный участок взлета L_р состоит из: участка разбега при работе всех двигателей L_р.н., на котором самолет разгоняется от скорости V = 0 до скорости V_отк, при которой происходит отказ критического двигателя; участка разбега с отказавшим двигателем L_р отк, на котором происходит дальнейший разгон самолета до скорости подъема передней стойки шасси V_{п. ст}; и участка разбега ДL_{п. ст} от скорости подъема передней стойки шасси до скорости отрыва V_отр.

Таблица 2.3

mзл	mзл. min	mзл. ср	mзл. mах
цкр, град	3
ботр mах	11,5
	1,65
	2,35
Vз. зл	54,7	60,4	65,7
Vп. ст, м/с	60,7	67,7	72,9
Vотр. min	63,9	70,6	76,7
Vотр, м/с	67,1	74,1	80,5
V2, м/с	68,9	76,1	82,8

2.5.1 Расчет дистанции разбега L_р при различных значениях скорости отказа критического двигателя

Для выполнения расчета выбираются последовательно различные значения скорости от k = 1, полученные при разбиении скоростей дистанции взлета, которые принимаем за скорость отказа двигателя V_отк для принятого значения m_зл.

Порядок расчета дистанции разбега L_{р. н.} при всех работающих двигателях:

1) Используя Таблицу 2.4, выбираем среднее значение трения качения f_т.к. согласно варианта задания, которое принимается постоянным на разбеге самолета.

Таблица 2.4

	Характер поверхні та покриття ЗПС	Коефіцієнт тертя кочення
		Мінімальне значення	Середнє значення
	Сухе бетонне (цементобетонне, асфальтобетонне) покриття в нормальному стані (суцільне рівне покриття з зарівненими швами на його поверхні)	0,02	0,030...0,035
	Бологе бетонне (цементобетонне, асфальтобетонне) покриття при наявності незначних стикувальних швів та окремих нерівностей на його поверхні.	0,03	0,04 0,05
	Мокре суцільне бетонне покриття (цементобетонне, асфальтобетонне).	0,04	0,06 0,08

2) Используя ранее полученные данные для Х_а(V), Y_а(V), Р(V) рассчитываем значение продольного ускорения на разбеге для всех значений скорости V от 0 до V_отк

где б = ц_кр.

Если в задании угол наклона ВПП и_ЗПС не задан, принять и_ЗПС = 0.

3) Рассчитывается величина , с²/м для тех же значений .

4) Определяются значения квадрата скорости разбега V² для .

5) Методом трапеций рассчитываются элементарные участки разбега ДL_i для каждого участка разбиения скоростей V_i- - V_i+1 вплоть до V = V_отк.

Участок длины разбега L_{р. н.} от V = 0 до V_отк получаем путем суммирования ДL_i

.

6) Повторяем пункты 1)…5) при том же значении m_зл для всех значений V_отк = V_k.

Результаты расчетов заносятся в Табл. 2.5.

Порядок расчета дистанции участка разбега L_{р. отк.}.

Расчет дистанции участка разбега L_{р. отк.} выполняется при том же значении взлетной массы m_зл и значении f_т.к.. Различие расчета от предыдущего состоит в следующем:

- начальным моментом для расчета является достижение скорости V = V_отк;

- при расчете j_х тяга силовой установки соответствует условиям отказа одного двигателя;

, м.

При расчете L_р отк для различной взлетной массы самолета необходимо учитывать, что при изменении m_зл изменяется скорость отрыва передней стойки шасси V_п.ст.

Результаты расчета представляются в виде таблицы, аналогичной Табл. 2.5.

m_{зл mах} = 392000 кг V_п.ст. = 72,9 м/с

Таблица 2.5.1

	0	10	20	30	40	50	60	Vп.ст.
fт.к.	0,04
mзл, кг	392000
jх, м/с2	2,2	2,0	1,7	1,6	1,4	1,3	1,2	1,01
	0,45	0,5	0,59	0,63	0,71	0,77	0,83	0,99
jх отк, м/с2	1,23	1,2	1,1	1,03	0,9	0,83	0,69	0,49
отк	0,81	0,83	0,91	0,97	1,1	1,2	1,45	2,04
	100	400	900	1600	2500	3600	5314
Vотк = V1	10
Lр. н.1, м	3510\124
Lр. отк 1, м	172
Vотк = V2	20
Lр. н.2, м	276
Lр. отк 2, м	3338\235
Vотк = V3.	30
Lр. н.3, м	511
Lр. отк 3, м	3103\363
Vотк = V4.	40
Lр. н.4, м	844
Lр. отк 4, м	2741\518
Vотк = V5.	50
Lр. н.5, м	1284
Lр. отк 5, м	2223\729
Vотк = V6	60
Lр. н.6, м	1850
Lр. отк 6, м	1495
Vотк = Vп.с.	72,9
Lр. н.(Vп.с.)	2701 м

m_ср = 332000 кг V_п.ст. = 67,1 м/с

Таблица 2.5.2.

	0	10	20	30	40	50	60	Vп.ст.
fт.к.	0,04
mзл, кг	332000
jх, м/с2	2,5	2,09	2,06	1,86	1,7	1,6	1,43	1,3
	0,39	0,48	0,49	0,54	0,59	0,64	0,69	0,77
jх отк, м/с2	1,51	1,47	1,4	1,28	1,15	1,05	0,81	0,75
отк	0,66	0,68	0,71	0,78	0,87	0,95	1,23	1,33
		100	400	900	1600	2500	3600	4502
Vотк = V1	10
Lр. н.1, м	93
Lр. отк 1, м	2424\139
Vотк = V2	20
Lр. н.2, м	221
Lр. отк 2, м	2285\187
Vотк = V3.	30
Lр. н.3, м	419
Lр. отк 3, м	1877\289
Vотк = V4.	40
Lр. н.4, м	696
Lр. отк 4, м	1588\410
Vотк = V5.	50
Lр. н.5, м	1062
Lр. отк 5, м	1178\600
Vотк = V6	60
Lр. н.6, м	1512
Lр. отк 6, м	578
Vотк = Vп.с	67,1
Lр. н.(Vп.с.)	2092 м

m_{зл min} = 272000 кг V_п.ст. = 60,7 м/с Таблица 2.5.3.



	0	10	20	30	40	50	Vп.ст.
fт.к.	0,04
mзл, кг	272000
jх, м/с2	3,1	2,64	2,6	2,47	2,29	2,08	1,89
	0,32	0,37	0,38	0,4	0,43	0,48	0,53
jх отк, м/с2	1,94	1,86	1,76	1,65	1,48	1,38	1,19
отк	0,52	0,54	0,57	0,61	0,67	0,72	0,84
	100	400	900	1600	2500	3685
Vотк = V1	10
Lр. н.1, м	56
Lр. отк 1, м	1110\110
Vотк = V2	20
Lр. н.2, м	154
Lр. отк 2, м
Vотк = V3.	30
Lр. н.3, м	300
Lр. отк 3, м	1000\224
Vотк = V4.	40
Lр. н.4, м	505
Lр. отк 4, м	776\313
Vотк = V5.	50
Lр. н.5, м	783
Lр. отк 5, м	463
Vотк = Vп.с.	60,7
Lр. н.(Vп.с.)	1290 м

Порядок расчета участка разбега от скорости отрыва передней стойки шасси до скорости отрыва самолета от ВПП.

Для расчета данного участка необходимы следующие данные для соответствующих значений взлетной массы:

- скорость отрыва передней стойки шасси V_п.ст.;

- скорость отрыва самолета от ВПП V_отр.

Порядок расчета V_п.ст и V_отр изложен в п. 1.4.

Дистанция разбега от V_п.ст до V_отр определяется в предположении постоянства угловой скорости увеличения угла тангажа при изменении угла атаки от угла атаки на разбеге - б_разб до угла атаки отрыва самолета от ВПП - б_отр. Значения данных углов атаки определены в п. 1.4.

С учетом вышеизложенного расчет рассматриваемой дистанции выполняется с помощью следующего соотношения

,

где б_отр, град; б_разб, град.

Полученные значения ДL_п.ст. для разных m_зл заносятся в таблицу.

Таблица 2.6

mзл	mзл. min	mзл. ср	mзл. mах
,град	3
ботр mах	11,5
Vп. ст, м/с	60,7	67,7	72,9
Vотр, м/с	67,1	74,1	80,5
ДLп.ст. , м	136	151	163

2.5.2 Расчет дистанции воздушного участка

Расчет дистанции воздушного участка выполняется с помощью энергетического метода.

Порядок расчета L_В.Д.:

1. Определяется значение тяги силовой установки Р (при одном отказавшем двигателе) на скорости V = V_отр;

2. Определяется значение лобового сопротивления Х_а на скорости V = V_отр;

3. Определяется значение избытка тяги на скорости V_отр: ДР(V_отр) = Р(V_отр) - Х_а(V_отр);

4. Определяются Р, Х_а и ДР для скорости V = V2;

5. Определяется среднее значение избытка тяги в диапазоне скоростей от V_отр до V2

;

6. Определяется значение дистанции воздушного участка согласно зависимости

.

Пункты 1...6 выполняются для всех значений m_зл согласно заданию. Полученные значения L_В.Д. для соответствующей m_зл заносятся в Таблицу.2.7.

mзл	mзл. min	mзл. ср	mзл. mах
Vотр, м/с	67,1	74,1	80,5
Р(Vотр), Н	521700	513240	504780
ДР(Vотр), Н	348380	301872	255323
Ха(Vотр), Н	173320	211368	249457
V2, м/с	68,9	76,1	82,8
Р(V2), Н	523390	516060	501080
ДР(V2), Н	340644	293124	237161
Ха(V2), Н	182746	222936	263919
	344512	297498	246242
LВ.Д. , м	20	60	133

2.5.3 Расчет дистанции продолженного взлета с учетом дистанции разбега и дистанции воздушного участка

Порядок расчета.

При определенном значении m_зл, предусмотренном заданием, для каждого значения скорости отказа критического двигателя последовательно определяется величина L_прод(V_отк):

L_прод(V_отк) = L_р.н.(V_отк) + L_р.отк.(V_отк) + Д L_п.ст. + ДL_В.Д.

В результате расчетов получают для последовательности скоростей отказа V_отк = V_k последовательность значений дистанции продолженного взлета L_прод(V_отк = V_k):

L_прод(V_отк = V₁), L_прод(V_отк = V₂), … L_прод(V_отк = V_k) … L_прод(V_отк = V_п.ст.).

Расчеты повторяют для всех значений m_зл, предусмотренных заданием.

Результаты расчетов заносят в Табл. 2.6.

Таблица 2.6

Vотк, м/с	10	20	30	40	50	Vп.ст.
Lпрод(mзл mах, Vотк), м Vп.ст. = 72,9 м/с	4398	3571	3208	2693	3787	4398
Lпрод(mзл ср, Vотк), м Vп.ст. = 67,1 м/с		2717	2507	2495	2450	2999
Lпрод(mзл min, Vотк), м Vп.ст. = 60,7 м/с	1799	1458	1456	1437	1402	1799

Табличные данные используются для построения графических зависимостей L_прод(V_отк) при фиксированных значениях взлетной массы самолета

m_зл = {m_{зл mах}, m_{зл ср}, m_{зл min}}.

2.6 Расчет дистанции прерванного взлета в зависимости от скорости отказа критического двигателя