Расчёт основных лтх самолёта

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,	4 78
7	Статический удельный расход топлива	0,078

Исходные данные

Таблица 1.

 

Полётная конфигурация самолёта

Таблица 2.

 

	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
М 0,60		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	-	-	-	-	-

 

 

Взлётная конфигурация самолёта

Таблица 4.

 

	- 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

 

 

 

 

 

Посадочная конфигурация самолёта

Таблица 6.

 

	-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

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

1.РАСЧЁТ ОСНОВНЫХ ЛТХ САМОЛЁТА

 

1.1 Определение полётной массы  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

 

1.2 Расчёт и построение полётных  поляр

 

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 1.2.1

Таблица 1.2.1 – 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

 

 

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	-	-	-	-	-
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

 

 

Полётные поляры представлены на рис. 1.2.1, поляра самолёта для - на рис. 

1.3 Расчёт и построение кривых  потребных тяг Жуковского

 

Расчёт свойств самолёта с ТРДД производим методом тяг.

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