Материал: Курсовой Динамика полета Ан-225 Мрия

Принимается α_ст=2 ,из приложения А: C_{ya ст}= 0,34, C_{xa ст}=0,066.

Для бетонного ВПП принимается значение коэффициента трения f=0,02.

Таким образом, определяется длина разбега:

После отрыва самолёт переводится в неустановившийся набор высоты H=10,7м. Безопас-ную скорость в конце участка набора принимается равной:

Длина воздушного участка:

2.2 Расчет длины посадочной дистанции

Посадочная дистанция также состоит из двух участков: воздушного и наземного. Длина воздушного участка посадки:

где k^*_ср =7 – условное воздушное качество самолёта в посадочной конфигурации с работающим двигателем на воздушном участке;

H =15 м - высота начала посадочного снижения принимается.

Определяется посадочная масса:

m_пос= m_взл- 0,9m_т = 596000- 0,9240000 = 380000 кг.

Посадочный угол атаки α_пос= α_отр=10, тогда С_{ya пос} = 2,2.

Определяется V_сн и V_пос:

тогда

При пробеге на самолёт действуют те же силы, что и при разбеге, с той разницей, что тяга двигателей соответствует режиму земного малого газа или может быть отрицательной (при возможности реверсирования). Длина пробега:

Для приближенных расчетов длина пробега L_пр определяется при среднем значении тангенциальной перегрузки, соответствующей при средней скорости:

где f_пр = 0,25 – приведенный коэффициент трения с учётом торможения колёс.

Тяга на участке пробега соответствует режиму земного малого газа:

Аэродинамические коэффициенты C_{ya ст} , C_{xa ст} соответственно определяются для сто-яночного угла атаки α_ст по зависимости C_ya(α) в посадочной конфигурации самолета и по посадочной поляре:

Вычисляется длина пробега:

Суммарная длина посадочной дистанции:

3 Расчет дальности и продолжительности полета самолета

Дальность и продолжительность полета определяются величиной располагаемого топлива и режимами полета самолета и работы двигателей.

Полная дальность складывается из проекций на горизонтальную плоскость траектории набора высоты, крейсерского участка и участка снижения: L = L_наб + L_кр + L_сн .

Крейсерский режим полета обычно выбирается из условия минимума километрового расхода q_км. Оптимальная высота при этом оказывается меньше высоты практического потолка на 1…2 км, а скорость полета - несколько больше, чем условная крейсерская V*_кр. Последняя определяется из условия (P_кр /V)_min и находятся графическим путем проведения касательной к кривой потребной тяги P_п(V) из начала координат.

Принимаем следующие значения для крейсерского режима: V*= 239,2 м/с, H*=10 км. М*=0,8.

3.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения

Набор крейсерской высоты может происходить на различных режимах полета в зависимости от поставленной цели полета: на режиме максимальной скороподъемности, на экономическом режиме и других режимах.

Рассмотрим приближенный расчет L_наб и затрат топлива для режима максимальной скороподъемности. По заданной высоте начала крейсерского участка определяется расстояние по горизонтали, проходимое самолетом при наборе высоты

где V_набор - в м/с; t_наб - в мин, определяется по барограмме подъема для высоты H ^*_кр .

Средняя скорость самолета при наборе высоты:

где V _{наб 0} - скорость набора на нулевой высоте;

V _{наб кр} - скорость набора на крейсерской высоте.

Расход топлива при наборе высоты самолетов с ТРДД:

где C _уд - удельный расход топлива, кг/Нч;

Р - тяга всех двигателей, Н;

t _наб - время набора, мин.

Значения удельного расхода топлива и тяги берутся для номинального режима работы двигателя при V_{наб ср} на средней высоте набора H _ср = H_кр /2.

Величину тяги и удельного расхода для ТРДД можно определить по высотно-скоростным характеристикам для V_{наб ср} и H _ср:

По заданной высоте конца крейсерского участка полета H_кр , определятся приближенно дальность участка снижения:

,

где k_сн = 25 [2] - условное качество при снижении самолета с работающими двигателями.

Время снижения:

,

где L_сн - дальность снижения, км;

V_сн* - равна скорости V_кр , м/с.

3.2 Расчет дальности и продолжительности полета самолета на крейсерском участке

3.2.1 Расчет располагаемого запаса топлива

Располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке равен

,

где m_Т = 240000 кг - полный запас топлива, затраты топлива;

m_Тзем = 2 1380 = 2760 кг - на прогрев и опробование двигателей и рулежку к старту;

m_Твзл = 2  1380 = 2760 кг - на взлет;

m_Тнаб = 10822,83 кг - на набор крейсерской высоты полета;

m_Тсн = 0,3  17,419  1380 = 7211,46 кг - на снижение;

m_Тпос = 4  1380 = 5520 кг - на круг перед посадкой, посадку и заруливание;

m_Тзап = 0,05  240000 = 12000 кг - гарантированный запас и невыработанный остаток топлива.

3.2.2 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости (V ^*= const) и высоте (H ^*= const)

Расчет дальности и продолжительности полета производится по следующей схеме.

Для заданных H* и V* определяются:

- по семейству поляр;

; .

Определяется степень дросселирования двигателей:

Определяется удельный расход топлива для самолетов с ТРДД на крейсерском режиме по характеристикам двигателя:

где - определяется по высотно-скоростным характеристикам для дозвукового ТРДД [2];

- относительный удельный расход [2].

Средний километровый расход топлива:

Дальность и продолжительность полета определяются выражениями:

Полная дальность складывается из проекций на горизонтальную плоскость траектории набора высоты, крейсерского участка и снижения:

Полная продолжительность полета: