Расчёт основных лтх самолёта

 

Поляра скоростей планирования изображена на рис. 1.8.2.

2. Расчёт дальности и продолжительности  полёта

 

Дальность пути самолёта L складывается из пути, пройденного самолётом по горизонтали в процессе набора высоты , горизонтального полёта и снижения (планирования ).

= + + , [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 ( ).

 

2.1 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 cos 1. 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.

 

2.2 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 и =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 для условий  и

,

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

=0,515

=53300 Н

=0,515*53300=27449,5 Н

=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), (i – количество двигателей)

, ( )

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. 6 (методические указания) при полученном значении степени дроссилирования определяется относительный удельный расход топлива при задроссилированном двигателе ;

 

рис. 2.2 –  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). (рис. 2.2)

 

 

=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).

 

2.3 Расчёт дальности и продолжительности снижения (планирования)

 

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 на , а =const и равной скорости планирования на этой средней высоте полёта.

где и берутся по результатам расчёта поляры скоростей планирования на .

=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. Расчёт взлётно-посадочных характеристик  самолёта

 

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

 

3.1 Расчёт фактической взлётной  дистанции

 

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

, [м]

 

3.1.1 Расчёт длины разбега самолёта

 

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], где =0,17 рад;

=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.

 

3.1.2 Расчёт дистанции воздушного  взлётного участка

 

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 (3.1.2) 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.

 

3.2 Расчёт фактической посадочной  дистанции

 

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 (см. рис. 3.2.1).

=1,55;

=0,775;

2. Вычисляем аэродинамическое  качество самолёта в предпосадочном планировании

,

где значение определяем по посадочной поляре соответственно значению .

=9,3