Расчет летно-технических характеристик самолета

Размещено на http://allbest.ru

1. ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ К РАСЧЕТУ

Таблица 1. Исходные данные

1	Расчётная крейсерская скорость,	850
2	Расчётная высота полёта,	10500
3	Взлётная масса,	142000
4	Площадь крыла,	270
5	Тип двигателя (с указанием степени двухконтурности для ТРДД)	1,0
6	Количество двигателей статическая тяга одного двигателя,	478

Таблица 2. Полётная конфигурация самолёта

	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	20	22
	0,00	0,16	0,32	0,48	0,64	0,80	0,965	1,11	1,23	1,29	1,31	1,25

Таблица 3.

М=0+0,95		0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,31
М0,60		0,0200	0,0204	0,0215	0,0289	0,0410	0,0620	0,0970	0,1540	0,2290
М=0,80		0,0210	0,0215	0,0233	0,0335	0,0545	0,0975	-	-	-
М=0,85		0,0240	0,0254	0,0288	0,0425	0,0750	-	-	-	-
М=0,90		0,0280	0,0310	0,0364	0,583	-	-	-	-	-
М=0,95		0,0340	0,0395	0,0495	0,0895	-	-	-	-	-

Таблица 4. Взлётная конфигурация самолёта

	- 6,6	- 5	- 2	0	2	4	6	8	10	12	14	16
	0	0,12	0,33	0,47	0,61	0,75	0,87	1,03	1,17	1,28	1,45	1,56
	0	0,22	0,59	0,74	0,88	1,02	1,14	1,30	1,41	1,48	1,45	-

Таблица 5.

	0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1	1,2	1,4	1,479
	0,063	0,0640	0,0650	0,0681	0,0740	0,0820	0,0940	0,110	0,1360	0,1470



Таблица 6. Посадочная конфигурация самолёта

	-9,9	-5	-2	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	19,5
	0	0,350	0,552	0,700	0,845	0,980	1,110	1,270	1,415	1,515	1,685	1,790	1,865	1,9
	0	0,59	0,92	1,05	1,17	1,3	1,41	1,53	1,6	1,630	1,57	-	-	-

Таблица 7.

	0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1	1,2	1,4	1,6	1,63
	0,10	0,1007	0,102	0,106	0,11	0,12	0,13	0,144	0,163	0,2	0,22

2. РАСЧЁТ ОСНОВНЫХ ЛТХ САМОЛЁТА

Расчёт основных лётно-технических характеристик (ЛТХ) самолёта производится для средней полётной массы

- взлётная масса (кг), указанная в задании;

полный запас топлива (кг).

Приближённо величину полного запаса топлива можно принять:

,

где А=0,3…0,5 для самолётов с ТРД, ТРДД.

142000 кг.

0,4*142000=56800 кг.

142000 - 0,5*56800=113600 кг.

Вес (сила тяжести) самолёта определяется по его средней полётной массе:

(Н),

где g=9,81 в кг.

113600*9,81=1114416 Н

Полётные поляры (поляры режимов горизонтального полёта) рассчитываются для пяти высот полёта (Н=0, 3, 6, 9, 12 км).

Порядок расчёта

1. Для каждой высоты полёта по таблицам международной стандартной атмосферы (приложение) определяем давление окружающей среды , (Па), а величину потребного коэффициента подъёмной силы определяем по формуле

S - площадь крыла самолёта ()

М - число М полёта.

Принимаются числа М полёта, при которых для полётной конфигурации самолёта задана в табличном виде зависимость

2. Для каждой высоты полёта точки, соответствующие полученным значениям , отмечаем на каждой зависимости, соединяя их плавной кривой. Получаем поляры режима горизонтально установившегося полёта для фиксированных высот и массы самолёта при различных значениях М полёта.

Н=0:

:

:

:

:

:

:

:

:

Остальные расчёты сводим в таблицу 8

Таблица 8. Расчётная таблица для построения полётных поляр

Величина	Принятые или полученные данные
Высота Н, (км)	0	3	6	9	12
Давление Р, (Па)	101325	70125	47213	30791	19391
К	0,058193	0,084084	0,124889	0,191497	0,304078
0,1	0,01	5,8193	8,4084	12,4889	19,1497	30,4078
0,2	0,04	1,454825	2,1021	3,122225	4,787425	7,60195
0,4	0,16	0,363706	0,525525	0,780556	1,196856	1,900488
0,6	0,36	0,161647	0,233567	0,346914	0,531936	0,844661
0,8	0,64	0,090927	0,131381	0,195139	0,299214	0,475122
0,85	0,7225	0,080544	0,116379	0,172857	0,265048	0,420869
0,9	0,81	0,071843	0,103807	0,154184	0,236416	0,375405
0,95	0,9025	0,06448	0,093168	0,138381	0,212185	0,336929
0,1	0,01	-	-	-	-	-
0,2	0,04	-	-	-	-	-
0,4	0,16	0,027	0,0353	0,0592	0,15	-
0,6	0,36	0,02075	0,0225	0,0262	0,03595	0,07
0,8	0,64	0,0214	0,0217	0,0229	0,275	0,035
0,85	0,7225	0,02499	0,0255	0,0272	0,0322	0,045
0,9	0,81	0,03	0,031	0,032	0,04	0,055
0,95	0,9025	0,0369	0,0387	0,0415	0,052	0,075

Расчёт свойств самолёта с ТРДД производим методом тяг.

Кривые потребных тяг рассчитываем для следующих высот: Н=0, 3, 6, 9, 12 км.

Порядок расчёта:

1. Ориентируясь на полётную поляру на принятой высоте, задаёмся рядом значений коэффициента подъёмной силы, начиная с и включая наивыгоднейшее, с точностью до десятых величин. Наименьшее значение коэффициента принимаем из условия обеспечения пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, что контролировали последующим построением на графике этих кривых.

2. При принятых значениях по соответствующей полётной поляре снимаем соответствующие им значения коэффициента лобового сопротивления .

3. Определяем аэродинамическое качество

4. Подсчитаем потребную тягу

5. Определяем скорость, потребную для горизонтального полёта на каждой принятой высоте и при каждом принятом значении коэффициента , взяв плотность ()

7. Кривые тяг строим в зависимости от скорости, взятой в «км/ч». Поэтому скорость, полученную в п.6, переводили в «км/ч» путём умножения на переводной коэффициент 3,6.

8. По результатам расчёта строим кривые потребных тяг.

H=0,



=0,36 =0,027

(Н)

Таблица 9.

Н=0, =1,225
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		0,4	0,965	0,2413	0,1072	0,0603	0,0534	0,0477	0,0443
2		0,03	0,088	0,023	0,0205	0,0203	0,024	0,029	0,037
3	К	13,333	10,97	10,5	5,23	2,97	2,225	1,645	1,197
4	, (H)	83583,29	34697,2	36250,3	72777,8	128157,58	171068,76	231384,8	317984,96
5	V, (м/с)	129,79	68,065	136,12	204,22	272,29	289,35	306,15	322,44

Таблица 10.

Н=3, =0,90941
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		1,395	0,8	0,3488	0,155	0,0872	0,0772	0,0689	0,0618
2		0,236	0,062	0,027	0,0208	0,022	0,025	0,029	0,037
3	К	5,91	12,9	12,92	7,45	3,96	3,01	2,376	1,67
4	, (H)	64404,06	29506	29460,37	51091	96118,18	126454,485	160196,97	227920,96
5	V, (м/с)	65,7	86,78	131,81	197,11	262,797	279,299	295,64	312,165
6	3,6*V (м/с)	236,53	312,4	474,516	709,6	946,06	1005,48	1064,304	1123,794

Таблица 11.

Н=6, =0,66022
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		1,4	1,34	0,5181	0,2303	0,1295	0,1147	0,1023	0,0919
2		0,31	0,25	0,036	0,023	0,025	0,026	0,0325	0,039
3	К	4,51	5,36	14,39	10	5,18	4,41	3,15	2,36
4	, (H)	84396,45	71,12,29	26450,87	38062,8	73480,31	86310,2	120834,28	161283,05
5	V, (м/с)	76,97	78,7	126,53	189,787	253,09	268,93	284,76	300,44
6	3,6*V (м/с)	277,092	283,25	455,52	683,23	911,124	968,15	1025,14	1081,584

Таблица 12.

Н=9, =0,46712
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		1,2	1	0,7938	0,3528	0,1984	0,1758	0,1568	0,1407
2		0,154	0,098	0,06	0,027	0,024	0,028	0,034	0,043
3	К	7,79	10,2	13,23	13,07	8,27	6,28	4,61	3,27
4	, (H)	48861,1	37316,4	28770,07	29122,26	46025,15	60609,55	82565,73	116400
5	V, (м/с)	98,84	108,29	121,53	182,3	243,09	258,25	273,445	288,67
6	3,6*V (м/с)	355,84	389,8	437,51	656,27	875,124	929,7	984,402	1039,212

Таблица 13.

Н=12, =0,3118
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		1,4	1,3	1,2606	0,5603	0,3152	0,2792	0,249	0,2235
2		0,31	0,223	0,213	0,027	0,028	0,0335	0,042	0,053
3	К	4,51	5,83	5,92	20,75	11,26	8,33	5,08	4,22
4	, (H)	84396,45	65287,82	64295,27	18343,52	33803,55	45693,64	74926,77	90196,21
5	V, (м/с)	112	116,24	118,04	177,056	236,06	250,82	265,59	280,337
6	3,6*V (м/с)	403	418,46	424,95	637,4	849,82	902,95	956,124	1009,21

Расчёт и построение кривых располагаемых тяг.

Кривые располагаемых тяг рассчитываем для тех же высот, для которых рассчитывали кривые потребных тяг, т.е. для Н=0, 3, 6, 9, 12 км.

1. На принятых высотах задаёмся рядом скоростей и на каждой принятой высоте и скорости по соответствующей типовой характеристике ТРД определяем относительную тягу . Задаваясь скоростями, берём интервал порядка 200 км/ч, т.е. 0, 200, 400 и т.д. км/ч.

2. Подсчитываем располагаемую тягу по формуле



(Н).

где i - число двигателей;

статическая тяга одного двигателя;

относительная тяга ТРД. Определяем по типовой характеристике.

3. Строим кривые располагаемых тяг на том же рисунке, на котором построены кривые потребных тяг .

Н=0:

Н;

Н.

=4*31300*1=125200 Н.

Таблица 14. Расчётная таблица для построения кривых располагаемых тяг самолёта с ТРДД

	V (км/ч)	0	200	400	600	800	1000	1200
H=0		1	0,87	0,76	0,69	0,625	0,58	-
		125200	108924	95152	86388	78250	72616	-
H=3		0,8	0,7	0,62	0,57	0,52	0,49	0,48
		100160	87640	77624	71364	65104	61348	60096
H=6		0,62	0,57	0,52	0,48	0,45	0,425	0,41
		77624	71364	65104	60096	56340	53210	51332
H=9		-	0,43	0,4	0,37	0,35	0,34	0,33
		-	53836	50080	46324	43820	42568	41316
H=12		-	0,3	0,27	0,26	0,25	0,25	0,26
		-	37560	33804	32552	31300	31300	32552



Определение характерных скоростей горизонтального полёта методом тяг и построение диаграммы диапазона скоростей.

У самолёта с ТРД в качестве характерных скоростей в горизонтальном полёте принимаем скорости: - теоретическую минимальную; - наивыгоднейшую; - крейсерскую; - максимальную; - практическую минимальную (минимального газа). Характерные скорости , , , , определяем по построенным кривым тяг Жуковского графическим методом.

Практически минимальная скорость - это скорость горизонтального полёта, при которой допустима минимальная подача топлива. Она характерна тем, что разделяет I и II режимы горизонтального полёта. Приближённо скорость можно определить как скорость, при которой отношение тяг является наименьшим. У самолётов с ТРД скорость близка к .

Порядок определения скорости

1. Выжидаемой области расположения скорости задаёмся пятью - шестью значениями скоростей ( в диапазоне 150 - 200 км/ч с интервалом 20 - 50 км/ч ).

2. На каждой принятой скорости просчитаем значения потребной и располагаемой тяг.

3. Вычисляем отношение на всех принятых скоростях.

4. По данным расчёта на каждой высоте построим кривую. Расчёты производили на всех принятых высотах (т.е. для Н=0, 3, 6, 9, 12 км).

Таблица 15.

H=0	V (км/ч)	160	200	240	280	320	360
	Pп (H)	50500	40000	35000	33000	32300	32200
	Рр (H)	112000	109000	105500	102500	99800	96500
	Pп/Pр	0,451	0,367	0,3318	0,322	0,3236	0,33368
H=3	V (км/ч)	248	288	328	368	408	448
	Pп (H)	61900	35300	27000	25700	26200	27000
	Рр (H)	85000	83000	81100	79000	77000	75000
	Pп/Pр	0,7282	0,4253	0,333	0,3253	0,3403	0,36
H=6	V (км/ч)	392	432	472	512	552	592
	Pп (H)	37200	29000	25000	24600	26700	29600
	Рр (H)	65000	64000	63000	62000	61000	60000
	Pп/Pр	0,5723	0,4532	0,3968	0,39677	0,4377	0,4933
H=9	V (км/ч)	418	458	498	538	578	618
	Pп (H)	30000	28300	2688	25080	27000	28000
	Рр (H)	46200	45300	44800	44000	43200	42900
	Pп/Pр	0,6494	0,6247	0,56	0,57	0,625	0,6527
H=12	V (км/ч)	568	608	648	688	728	768
	Pп (H)	28000	25360	23700	23625	24490	25110
	Рр (H)	32000	31700	31600	31550	31000	31000
	Pп/Pр	0,875	0,8	0,75	0,75	0,79	0,81

Определение максимальной вертикальной скорости, скорости набора высоты и потолка.

Максимальную вертикальную скорость определяем для установившегося (V=const) набора высоты . При этом допущении расчёт и сводится к определению и скорости при нём.

Порядок расчёта:

1. Ориентируемся на кривые тяг Жуковского, в зоне наибольшего избытка тяги на каждой принятой высоте задаёмся четырьмя - пятью значениями скоростей (наименьшее значение скорости должно быть примерно равно или чуть больше значения скорости при минимальной потребной тяге).

2. На каждой скорости определяем по кривым значения располагаемой и потребной тяг. Вычисляем на каждой из них избыток тяги.



3. Подсчитаем избыток мощности, умножив на скорость V(м/с).

, (Н)

4. Строим на каждой принятой высоте кривую избытка мощности .

5. По максимумам кривых определяем .

6. Вычисляем максимальную вертикальную скорость на каждой принятой высоте по формуле

, (м/с); (Н).

Результаты расчёта , , записываем в итоговую таблицу.

Н=0:

= 110000-44000=66000Н.

=66000*51,94=3428040 Вт.

Вычисляем максимальную скорость на каждой принятой высоте:

==15,55 ; =380628 Н.

Расчёт минимального времени набора заданной высоты сводится к определению интеграла



Таблица 16.

Высота	Величина	Принятые или полученные данные
Н=0	V	(км/ч)	187	227	267	307	347
		(м/с)	51,94	63,056	74,167	85,278	96,389
	(H)	44000	37000	33200	31800	31000
	(H)	110000	117200	103800	101200	89912
	(H)	66000	80200	70600	69400	58912
	(Вт)	3428040	5057091,2	5236190,2	5918293,2	5678560
Н=3	V	(км/ч)	269,8	309,8	349,8	389,8	429,8
		(м/с)	74,944	86,056	97,167	108,278	119,389
	(H)	44200	28333	25833	25000	26666
	(H)	84090	81810	80000	78180	69555,77
	(H)	39890	53477	54167	53180	42889,8
	(Вт)	2989516,16	4602016,71	5263244,89	5758224,04	5120566,3
Н=6	V	(км/ч)	387,3	431,75	473,02	539,68	600
		(м/с)	107,58	119,93	131,39	149,91	166,67
	(H)	40000	30000	25600	25600	30000
	(H)	65500	64700	63000	60122,5	60000
	(H)	25500	34700	37400	34522,5	30000
	(Вт)	2743290	4161571	4913986	5175265,36	5000100
Н=9	V	(км/ч)	418,46	473,85	523	575,38	646,15
		(м/с)	116,24	131,625	145,28	159,83	179,48
	(H)	30000	27700	27500	27500	28000
	(H)	46800	45100	44800	43900	43000
	(H)	16800	17400	17300	20556,9	15000
	(Вт)	1955520	2290275	2513344	3285622	2692200

Таблица 16.

H(км)\V(км/ч)	VT min	Vпр min	Vнаив	Vкрс	Vmax	Vнаб	N изб(Вт)	V*y max
0	118,92	292,3	341,56	489,189	767,568	96,389	5918293,2	15,55
3	237,5	348	368	504,762	793,65	119,39	5758224,04	15,2
6	279,365	489,25	494	537,5	811,25	149,91	5175265,36	13,6
9	396,92	522,27	558	669,7	830,3	179,48	3285622	8,63
12	421,62	660,9	665,5	678,378	824,32	183,93	1589625	4,3

Расчёт и построение барограммы набора высоты самолётом.

Задачу решаем численными методами.

Порядок расчёта:

1. Используя график, построим подынтегральную функцию на отдельном участке в диапазоне высот.

2. Руководствуясь этим рисунком, разбиваем высоту (от до ) на ряд элементарных участков, выбрав интервал высоты из условия, чтобы подынтегральная функция изменялась на интервале не более чем в 1,5 раза.

3. Определяем среднее значение подынтегральной функции в каждом выбранном интервале

, (м/с)

4. Вычисляем время набора каждого выбранного интервала высоты

, (мин); (м)

5. Последовательным суммированием времени набора высоты всех предыдущих участков, определяем время набора принятой высоты

м,

=15,55 м/с,

1/=0,0643 с/м;

=1555 М,

=15,3 м/с,

1/=0,0654 с/м;

=1555 м.

=0,12973,36 мин.

=44,33 мин.

По данным расчётов строим барограмму подъёма на рисунке 1.7.1, на котором построена подынтегральная функция , на нём же строим зависимость ().

Таблица 17. Расчётная таблица для построения барограммы подъёма

Величина	Принятые или полученные данные
Н	0	1555	2955	6000	9820	11000	12500	13000	13900
, м/с	15,55	15,3	15,1	13,6	8,45	5,65	3,5	2,45	0,5
,с/м	0,064	0,0654	0,0662	0,074	0,12	0,177	0,286	0,41	2
, м	0	1555	1400	3045	3820	1180	1500	500	900
(),с/м	-	0,1297	0,0658	0,07	0,097	0,1485	0,2315	0,348	1,205
, мин	-	3,36	1,54	3,56	6,18	2,92	5,79	2,9	18,07
, мин	0	3,36	4,9	8,46	14,64	17,56	23,35	26,25	44,33



Расчёт и построение поляры скоростей планирования.

Расчёт планирования сводится к расчёту и построению поляры скоростей планирования и определению режимов наибольшей дальности планирования и наибольшей продолжительности планирования. Расчёт проводим на средней высоте и при посадочной массе самолёта

, (кг)

Необходимую для расчётов поляру планирования принимаем совпадающей с полярой самолёта

,

взятой без учёта волнового сопротивления (т.е. при М<0,3).

Порядок расчёта:

1. Задаёмся рядом значений коэффициента подъёмной силы с интервалом до 0,1 начиная с

2. По поляре самолёта при принятых значениях определяем соответствующие им значения коэффициента лобового сопротивления .

3. Вычисляем при каждом принятом значении коэффициента аэродинамическое качество



4. Определяем тангенс угла планирования .

5. Определяем по значению угол планирования , воспользовавшись таблицами тригонометрических функций.

6. По найденному углу определяем значения , .

7. Подсчитываем скорость планирования по формуле

, (м/с);

8. Вычисляем горизонтальную и вертикальную составляющие скорости планирования

(м/с)

(м/с)

9. Руководствуясь полученными значениями скоростей и , построим поляру скоростей планирования (масштаб для берётся в 5 - 10 раз меньше, чем для ).

10. Сделаем разметку углов атаки на поляре скоростей планирования. Чтобы исключить дробные значения углов , по результатам расчёта предварительно построим зависимость и затем воспользуемся ею для разметки углов атаки на поляре скоростей планирования.

11. Пользуясь полученной полярой скоростей, определяем режимы наибольшей дальности планирования (путём проведения к поляре касательной из начала координат) и наибольшего времени планирования (путём проведения касательной к ней, параллельно оси абсцисс).

=0,7171

=10500/2=5250 м

=418500 - 0,9*19400=24340 кг.

После заполнения таблицы определяем значения углов атаки и скоростей, соответствующие наибольшей дальности и продолжительности планирования:

- режиму наибольшей дальности соответствует

=6

(м/с);

10,5 (м/с);

- режиму наибольшей продолжительности планирования соответствует

=11

=106,5 (м/с);

8,9 (м/с);

Таблица 18. Расчётная таблица для построения поляры скоростей планирования

Величина	Принятые или полученные данные
	0,55	0,62	0,69	0,76	0,83	0,9	0,97	1,04	1,11	1,18	1,31
	0,037	0,042	0,048	0,056	0,067	0,078	0,09	0,098	0,12	0,146	0,229
K	14,86	14,76	14,375	13,57	12,39	11,54	10,78	10,61	9,25	8,08	5,72
	0,067	0,068	0,07	0,074	0,081	0,087	0,093	0,094	0,11	0,12	0,17
, (град)	4,26	4,32	4,45	4,7	5,15	5,52	5,9	5,97	6,97	7,6	10,72
	0,0669	0,0678	0,0698	0,0738	0,0808	0,0866	0,0925	0,0936	0,1093	0,1191	0,1676
	1	0,9977	0,9976	0,9973	0,9967	0,9962	0,9957	0,9956	0,994	0,9929	0,9859
,(м/с)	93,33	87,8	83,23	79,27	75,83	72,82	70,13	67,72	65,5	63,49	60
,(м/с)	93,33	87,6	83,03	79,06	75,58	72,54	69,83	67,42	65,11	63,04	59,15
,(м/с)	6,24	5,95	5,81	5,85	6,13	6,31	6,49	6,34	7,16	7,56	10,056

2. РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА

Дальность пути самолёта L складывается из

=++ , (км)

Аналогично определяется продолжительность полёта

, (ч)

В данной работе расчёт дальности и продолжительности полёта сведён к определению дальности и продолжительности при заданном крейсерском режиме горизонтального полёта, который указан в задании ().

Расчёт дальности и продолжительности набора высоты

При заданной высоте полёта продолжительность набора высоты находим по барограмме самолёта. Определение дальности набора высоты сводится к нахождению интеграла вида:

.

Задача решается численными методами.

Для дозвуковых гражданских самолётов угол наклона траектории на режиме наиболее быстрого набора высоты мал (менее 10), поэтому приняли cos1.

При этом скорость от Н=0 до изменяется не более чем в 1,5 раза, и поэтому дальность набора высоты определяем по формуле:

, (км)

где - =0,5(+), (км/ч).

=549,7 км/ч;

=649,8 км/ч.

=0,5(549,7+649,8)=599,75 км/ч.

=599,75*10,2/60=101,9 км.

Расчёт дальности и продолжительности горизонтального полёта

Расчёт ведётся в следующей последовательности:

- определяем массу самолёта в конце горизонтального полёта

41300 - 0,9*16520=26432 кг.

- определяем средний часовой расход топлива в процессе набора высоты (когда двигатели незадросселированы) для и .

, (кг/ч)

где - удельный расход топлива. Величина вычисляется по формуле , где - относительный удельный расход топлива, определяется с помощью графиков на рис. 3 методических указаний (m=2,5) для условий

=0,5(+);

- удельный расход топлива на взлётном режиме, , , САУ (в задании на курсовую работу);

=0,062

=1,44

=0,062*1,44=0,089

располагаемая тяга

,

где определяется с помощью графиков на рис. 3 (методические указания), взлётная тяга при , , САУ.

=2*0,089*27449,5=4886 (кг/ч).

- определяем расход топлива на набор расчётной высоты

, (кг),



где снимается с барограммы самолёта;

=4886*10,2/60=830,6 кг.

- вычисляем массу самолёта в начале горизонтального полёта

, (кг)

=41300 - 830,6=40469,4 кг.

- вычисляем значение коэффициента подъёмной силы, потребного для горизонтального полёта на заданном режиме (, ).

;

=800 км/ч=222,2 м/с.

=

- по поляре , соответствующий числу, определяем значение коэффициента лобового сопротивления (при вычисленном значении ) и аэродинамическое качество

;



=303,78 м/с.

=

- определяем тягу при задросселированном двигателе (в связи с тем, что располагаемая тяга незадросселированного двигателя превышает потребную тягу самолёта в горизонтальном полёте при

, (Н);

= Н.

- определяем тягу на заданном крейсерском режиме горизонтального полёта тягу и удельный расход топлива силовой установки с незадросселированными двигателями

, (Н),

, ()

где - относительные значения тяги и удельного расхода топлива при незадроссилированном двигателе, определяются по типовым графикам рис. 3 (методические указания) на заданном режиме полёта (,);

=0,36

=1,535

=53300*2*0,36=38376 Н

=0,062*1,535=0,095

- вычисляем степень дроссилирования двигателя

=

- по графикам на рис. 1 (методические указания) при полученном значении степени дроссилирования определяется относительный удельный расход топлива при задроссилированном двигателе ;

Рис. 1. Зависимость (Н) при фиксированном числе М

Пользуясь приведёнными графиками зависимостей (М,Р) для высот Н=8 км. и Н>11 км., определяем значение на заданной высоте - 9 км. методом аппроксимации (построение графика зависимости (Н) для фиксированного числа М).

=0,968

- определяем удельный расход топлива задроссилированного двигателя

,

0,968*0,095=0,091

- определяется средний часовой расход топлива в горизонтальном полёте

, (кг/ч)

0,091*28282,9=2573,7 (кг/ч)

- вычисляется продолжительность горизонтального полёта

, (ч), где ;

=40469,4 - 26432=14037,4 (кг).

(ч).

- определяем дальность горизонтального полёта

(км)

=5,45*800=4360 (км).

Расчёт дальности и продолжительности планирования производим при предположении, что планирование имеет место под наивыгоднейшим углом атаки , т.е. при максимальном аэродинамическом качестве самолёта . Для дозвуковых самолётов постоянен и равен значению, а =const и равной скорости планирования на этой средней высоте полёта.

где и берутся по результатам расчёта поляры скоростей планирования.

=4500 км.;

=13,79,

=121,19 м/с=436,28 км/ч.

=13,79*9=124,11 км.

=124,11/436,28=0,28 ч.

Определяем дальность и продолжительность всего полёта:

=++=101,9+4360+124,11=4586 км.

=10,2+5,45*60+0,28*60=354 мин.=5,9 ч.

3. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

Расчёт взлётно-посадочных характеристик (ВПК) самолёта сводится к определению фактических и потребных дистанций разбега, взлётной и посадочной.

Взлётная дистанция (собственно взлёт) складывается из дистанции (длины) разбега и дистанции воздушного взлётного участка



, (м)

а) Расчёт длины пробега. Приближённо расчёт длины разбега проведём по формуле

, (м).

где - скорость отрыва самолёта, (м/с).

- располагаемая тяга силовой установки самолёта при скорости, (Н).

- значение приведённого коэффициента трения в условиях разбега (с учётом влияния механизации и близости земли);

=

- коэффициент трения при разбеге;

, , - значения аэродинамических коэффициентов в условиях разбега и при отрыве (нижний индекс «а» здесь опускаем).

Порядок расчёта:

1. Определяем скорость отрыва в первом приближении (без учёта влияния работы двигателей).

, (м/с);



- коэффициент подъёмной силы при отрыве, определяем при угле атаки по кривой , построенной с учётом влияния механизации и близости земли в условиях взлёта;

- угол атаки при отрыве берём в пределах 7,5 - 9,5, хотя для отдельных самолётов может быть принят 11 и даже 12, но берём =5, т.к. при =7,5 =1,1, а =1,43, то получается, что разница между и меньше 10%.

=5;

=0,94;

=41300*9,81=405153 Н.

м/с=334,5 км/ч.

2. По кривым располагаемых тяг Жуковского определяем по значению скорости тягу двигателей при отрыве самолёта (Н).

=85000 Н.

3. Определяем скорость отрыва (с учётом влияния работы двигателей)

(м/с),

=91,24 м/с=328,5 км/ч.

4. Коэффициент трения при разбеге на асфальтированном покрытии принимаем постоянным и равным 0,02.

5. Вычисляем значение приведённого коэффициента трения в условиях разбега.



где ,

=0,065 (при стояночном угле атаки =2)

=0,046 рад.

Определяем среднее значение тяги двигателей при разбеге (Н) по кривым располагаемых тяг Жуковского при скорости

.

=0,7*91,24=63,87 м/с=230 км/ч;

=91000 Н.

6. Рассчитываем длину разбега

=м.

Расчёт дистанции воздушного взлётного участка можно провести по формуле

(м).

где =10,7 м - высота условного (стандартного) препятствия на взлёте (над уровнем ВПП в точке отрыва самолёта);

- безопасносная скорость взлёта (на высоте взлёта );

- среднее значение избытка тяги в процессе разгона от до с одновременным набором высоты =10,7 м.

Порядок расчёта:

1. Определяем безопасную скорость взлёта:

Приближённо скорость находится в диапазоне

=(1,1 - 1,15)

=1,15*91,24=104,9 м/с=377,6 км/ч.

2. Проведём проверку - удовлетворяют ли нормам лётной годности НЛГС - 2, найденные по рекомендованной методике скорости и .

По НЛГС - 2 скорость отрыва самолёта должна не менее чем на 10% превышать минимальную скорость отрыва .

, (м/с)

где - значение во взлётной конфигурации с учётом влияния близости земли. По НЛГС-2 безопасная скорость взлёта должна быть не менее чем на 20% (при 2-х или 3-х двигателях) или на 15% (при 4-х двигателях) превышать скорость сваливания при взлётной конфигурации. Скорость сваливания считаем по формуле

, (м/с)



где - коэффициент подъёмной силы сваливания, определяемый по зависимости при угле атаки сваливания . Приближённо можно принять равным

км/ч.

328,5 км/ч.

=1,43.

=75,3 м/с=271,08 км/ч.

> на 21%.

=16 - 3=13.

1,41.

=75,9 м/с=273,24.

> на 28%.

соответствует НЛГС-2 (поэтому режимы не пересчитываем).

3. Определяем среднее значение избытка тяги в процессе разгона. определяем как среднеарифметическое избытка тяги при и во взлётной конфигурации самолёта.

, (Н).

Для =328,5 км/ч.

=42796,6 Н.

Для =377,6 км/ч.

=48371,6 Н.

=0,5(42796,6+48371,6)=45584,1 Н.

Располагаемую тягу на этих скоростях находим по кривым располагаемых тяг Жуковского на Н=0.

=85000 Н,

=83000 Н.

Потребную тягу при и определяем по формуле

, (Н),

Где значение снимаем с поляры самолёта при вычисленном значении (взлётная конфигурация).

=0,97;

=0,74;

=0,101;

=0,003;

9,6;

11,7;

Н;

=34628,4 Н.

4. Определяем дистанцию воздушного взлётного участка по формуле

, (м).

=1307 м.

После этого подсчитываем взлётную дистанцию

, (м).

=2375+1307=3682 м.

Посадочная дистанция (собственно посадка) складывается из дистанции воздушного посадочного участка и дистанции (длины) пробега

, (м).

а) Расчёт дистанции воздушного посадочного участка.

Приближённо расчёт дистанции проведём по формуле

, (м)

где м - высота условного (стандартного) посадочного препятствия (над уровнем ВПП в точке ожидаемого касания самолёта);

- скорость предпосадочного планирования (на высоте );

- посадочная скорость самолёта (в момент касания основными его опорными устройствами поверхности ВПП);

- среднее арифметическое качество на участке планирования - парашютирования.

Порядок расчёта:

1. Определяем коэффициент подъёмной силы при планировании , где значение берём с учётом влияния близости земли и механизации крыла в посадочной конфигурации самолёта.

=1,55;

=0,775;

2. Вычисляем аэродинамическое качество самолёта в предпосадочном планировании

,

где значение определяем по посадочной поляре соответственно значению .

=9,3

3. Вычисляем скорость предпосадочного планирования

, (м/с);

, (Н);

, (кг).

=26432 кг.

26432*9,81=259297,9 Н.

=81,8 м/с=294,5 км/ч.

4. Проведём проверку удовлетворяет ли НЛГС-2 найденная скорость .

По НЛГС-2 скорость пересечения входной кромки ВПП при нормальной работе всех двигателей должна быть не менее чем в 1,3 раза больше скорости сваливания при посадочной конфигурации самолёта. Скорость сваливания рассчитаем по формуле:

, (м/с);

где - коэффициент подъёмной силы сваливания, определяемый по зависимости при угле атаки сваливания . Приближённо

= - (1…3).

=16;

=16 - 3=13;

=1,545;

=57,9 м/с=208,5 км/ч.

> более чем в 1,3 раза.

5. Определяем посадочную скорость самолёта

, (м/с).

где - значение коэффициента подъёмной силы при посадочном угле атаки , который принимается обычно равным 6…11. Величину при снимаем с кривой , построенной для условий посадки (с учётом влияния земли).

=1,45.

=59,8 м/с.

7. Определяем среднее значение аэродинамического качества на участке планирования - парашютирования

,

8. Рассчитаем дистанцию воздушного посадочного участка по формуле

, (м)

=1729 м.

б) Расчёт длины пробега.

Приближённо расчёт проведём по формуле

, (м)



где - посадочная скорость, (м/с);

- коэффициент трения при пробеге;

, - значения коэффициентов подъёмной силы и сопротивления в процессе разбега;

- значение коэффициента подъёмной силы при посадке ().

Порядок расчёта:

1. По зависимости и посадочной поляре самолёта (с учётом влияния близости земли) определяе и при угле атаки

.

Стояночный угол атаки находится в интервале 1…4.

.

=1;

=0,096;

2. Задаёмся коэффициентом трения при пробеге (принимаем постоянным).

3. Вычисляем длину пробега

=1387,3 м.

После этого подсчитаем посадочную дистанцию

м.

Рассчитав длину разбега , взлётную () и посадочную () дистанции, определяем потребную длину разбега , потребную дистанцию взлёта и потребную посадочную дистанцию для сухой () и влажной () ВПП.

Потребную длину разбега при нормальном взлёте определяем по формуле

=1,15(+0,5);

=1,15(2375+0,5*1307)=3483 м.

Потребную дистанцию взлёта

=1,15.

=1,15*3682=4234 м.

потребную посадочную дистанцию для сухой ВПП

=1,67,

=1,67*3116=5203 м.

=1,43,

самолет поляра взлетный скорость

=1,43*3116=4455 м.

потребную посадочную дистанцию при влажной ВПП

=1,15*5203=5983 м, (для основного аэродрома).

=1,15*4455=5123 м, (для запасного аэродрома).

Требования норм лётной годности заключаются в том, чтобы потребные длины (разбега, взлёта, посадки) не превышали соответствующих располагаемых.

Основные ЛТХ самолёта:

Практический потолок - 11 км.

Крейсерская скорость - 800 км/ч.

Максимальная скорость набора - 751 км/ч.

Время набора практического потолка - 24,04 мин.

Режим наибольшей дальности планирования - при угле атаки =6.

Режим максимальной продолжительности планирования - при угле атаки =11.

Наивыгоднейшая скорость на расчётной высоте (9 км.) - 650 км/ч.

Дальность всего полёта - 4586 км.

- длина набора расчётной высоты - 101,9 км.

- дальность горизонтального полёта - 4360 км.

- длина снижения - 124,11 км.

Продолжительность всего полёта - 5,9 ч.

- продолжительность набора расчётной высоты - 10,2 мин.

- продолжительность горизонтального полёта - 5,45 ч.

- продолжительность снижения - 0,28 ч.

Взлётная дистанция - 3682 м.

- длина разбега - 2375 м.

- дистанция воздушного взлётного участка - 1307 м.

Посадочная дистанция - 3116 м.

- длина воздушного посадочного участка - 1729 м.

- дистанция пробега - 1387,3 м.

Угол атаки при отрыве от ВПП - 5.

Стояночный угол атаки - 2.

Размещено на Allbest.ru