Материал: Курсовой Динамика полета Ан-225 Мрия

По результатам расчета на рисунке 8 построены кривые потребных и располагаемых тяг для выбранной высоты полёта

Рисунок 8 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 11 км

Далее определяются эксплуатационные ограничения скорости, обусловленные:

а) предельно допустимым значением угла атаки α_доп или с_{уа доп} :

принимается с_{уа доп} = 0,85·с_уамах ;

;

,

б) предельно допустимым скоростным напором q_пред :

принимается q_пред = 16000 Н/м ²:

;

.

Все результаты расчета скоростей установившегося горизонтального полета заносятся в таблицу 9.

Таблица 9 - Скорости установившегося горизонтального полета

Строится сводный график V_min , V_{min доп} , V_нв , V_max , V_q в зависимости от высоты полёта. В итоге получается лётный эксплуатационный диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полёта, представленный на рисунке 9.

Рисунок 9 – Диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета дозвукового самолета с ТРД с учётом эксплуатационных ограничений

Диаграмма потребных и располагаемых тяг самолета для всего

рассчитанного диапазона высот изображена на рисунке 10.

Рисунок 10 - Диаграмма потребных и располагаемых тяг дозвукового самолета

1.3 Расчёт скороподъёмности самолёта

Для оценки скороподъёмности самолёта в квазиустановившемся режиме набора высоты рассчитываются располагаемые вертикальные скорости для заданных высот и скоростей полёта:

и строятся кривые V*_y = ƒ(V) для каждой выбранной высоты полёта. По графикам для каждой высоты определяются наибольшие значения вертикальных скоростей V*_{y max} и соответ-ствующих им скоростей набора высоты V_наб .

По результатам расчёта строится график зависимости V*_{y max}= ƒ(H).

Из графика видно, что скорость V_наб изменяется с увеличением высоты полёта и, следовательно, изменяется кинетическая энергия самолёта. Учёт влияния этого изменения на скороподъёмность самолёта производится введением поправочного коэффициента χ.

V_y = χV*_y .

Зная закон изменения V(H), можно определить коэффициент χ.

Для дозвуковых самолётов близким к оптимальному является закон V_наб (H),

тогда приближённо:

где V_i, V_i+1 - известные значения набора V_наб на заданных высотах H_i, H_i+1 .

По таблице значений V_ymax(H), рассчитывается барограмма подъёма самолёта.

Минимальное время подъёма на конечную высоту равно:

Весь диапазон высот от 0м до 9000м (т.к. по диаграмме Pp, Pп видно, что полет на высоте свыше 9000м не возможен) разбивается на ряд интервалов ΔH_i и определяется время набора заданного интервала высоты.

где V ⁱ_{y max ср} - среднее значение максимальной вертикальной скорости на заданном

интервале ΔH_i , которое определяется следующим образом:

Время подъёма на высоту H_K:

Все результаты расчета времени набора высоты заносятся в таблицу 9.

Таблица 9 - Расчет времени набора высоты

По результатам расчета строится график t_наб = φ(H).

В точке пересечения кривой V_{y max} (H ) с осью высот определяется теоретический потолок H_T =12 км, а при V_{y max} = 5 м/с - практический потолок H _ПР =11,1 км.

На рисунке 11 представлен график зависимости располагаемых вертикальных скоростей для заданных высот и скоростей полёта V*_y = ƒ(V).

Рисунок 11 - Диаграмма располагаемых вертикальных скоростей

При установившемся наборе высоты

График зависимости V*_{y max}= ƒ(H) и t_наб = φ(H) изображен на рисунке 12.

Рисунок 12 - Максимальные вертикальные скорости и барограмма

набора высоты дозвукового самолета

2 Взлётные и посадочные характеристики самолёта

2.1 Расчёт длины взлётной дистанции

Взлётная дистанция самолёта состоит из двух участков: разбега до скорости отрыва V_отр и воздушного участка – разгона от скорости отрыва до безопасной скорости V₂ с набором безопасной высоты H₂ .

Для современных самолётов с трёх опорным шасси разбег производится на трёх колёсах до скорости подъёма передней стойки шасси V=(0,9…0,95)V_отр . Затем угол атаки увеличивает-ся до значения α_отр, соответствующего C_{ya отр} во взлётной конфигурации, и при достижении скорости отрыва происходит плавный отрыв самолёта от Земли.

Скорость отрыва определяется следующим выражением:

Тяга при отрыве от Земли приближенно равна для ТРДД:

P_отр= 0,9P_{0 взл} =0,91,21380000=1490400 Н,

где P_{0 взл} – статическая тяга на взлётном режиме (P_{0 взл} = 1,2P₀ ).

Угол атаки при отрыве α_отр в градусах, выбирается из условия, чтобы при поднятой передней стойке шасси между хвостовой частью самолёта и землёй оставался безопасный зазор 0,2…0,4 м, принимается α_отр=10^.

Значение C_{ya отр} определяется по кривой C_ya(α) для взлётной конфигурации самолёта. Принимаем C_{ya отр} = 1,68

Определяется скорость отрыва самолета:

Длина разбега:

Для приближённых расчетов длина разбега L_р определяется при среднем значении тангенциальной перегрузки, соответствующей средней скорости V_ср и средней тяге Р_ср:

величина средней тяги P_ср меньше P_{0 взл} для ТРДД на 5%:

Аэродинамические коэффициенты определяются: С_{ya ст} по зависимости С_ya(a) во взлетной конфигурации самолета для стояночного угла атаки a_ст ; C_{xa ст} - по взлетной поляре.