Материал: Курсовой проект - Трайдент 3В

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 (рис. 2)

Рисунок 2 – Диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета дозвукового самолета с ТРД с учётом эксплуатационных ограничений

1.2.2 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 (рис. 3). По графикам для каждой высоты определяются наибольшие значения вертикальных скоростей V*_{y max} и со-ответствующих им скоростей набора высоты V_наб .

По результатам расчёта строится график зависимости V*_{y max}= ƒ(H) (рис. 4).

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 по приведенной формуле 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 .

Имея таблицу значений V_ymax(H), можно рассчитать барограмму подъёма самолёта.

Минимальное время подъёма на конечную высоту равно:

Весь диапазон высот (от нулевой до конечной) 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 заносятся в таблицу 3.

Таблица 3 - Расчет времени набора высоты

По результатам расчета строится график t_наб = φ(H) (рис. 4).

В точке пересечения кривой V _{y max} (H) с осью высот определяется теоретический потолок H_T , а при V _{y max} = 3…5 м/с - практический потолок H _ПР .

1.3 Взлётные и посадочные характеристики самолёта

1.3.1 Расчёт взлётной дистанции самолёта с разбегом

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 увеличивается до значения α_отр, соответствующего C_yaотр (во взлётной конфигурации), и при достижении скорости отрыва происходит плавный отрыв самолёта от Земли.

С корость отрыва определяется следующим выражением:

Тяга при отрыве от Земли приближенно равна для ТРДД P_отр=0.9P_0взл; P_0взл – статическая тяга на взлётном режиме (P_0взл=1.2P₀). Угол атаки при отрыве α_отр (град) выбирается из условия, чтобы при поднятой передней стойке шасси между хвостовой частью самолёта и землёй оставался безопасный зазор 0,2…0,4 м. Принимаем α_отр=10⁰. Значение C_yaотр определяется по кривой C_ya(α) для взлётной конфигурации самолёта и не должно превышать 0,8C_yamax =0,8*1,3=1,0. Подставляя все значения получим:

Длина разбега:

Для приближённых расчетов L_р определяется при среднем значении перегрузки n_xaср, соответствующей средней скорости

В этом случае длина разбега:

Величину средней тяги P_ср нужно брать по характеристикам двигателя при V_ср=0,71V_отр.

Далее вычисляется длина разбега:

После отрыва самолёт переводится в неустановившийся набор высоты H=10,7м. Безопасную скорость в конце участка набора можно принять равной

Д лина воздушного участка:

1.3.2 Расчет длины посадочной дистанции

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

где k^*_ср – условное воздушное качество самолёта в посадочной конфигурации с работающим двигателем на воздушном участке (k^*_ср=7). Высота начала посадочного снижения принимается H=15м.

Посадочная масса m_пос=m_взл-0,9m_т=250-0,9*104=156400 кг.

Посадочный угол атаки α_пос= α_отр=10⁰, тогда С_yaпос=2.

Можно найти V_сн и V_пос:

Тогда

П ри пробеге на самолёт действуют те же силы, что и при разбеге, с той разницей, что тяга двигателей соответствует режиму ЗМГ или может быть отрицательной. Длина пробега:

Если принять среднее значение тангенциальной перегрузки n_xaср при средней скорости пробега V_ср=0,71V_пос, то приближённо:

где f_пр – приведенный коэффициент трения (с учётом торможения колёс),

Вычислим длину пробега:

2 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: .

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

,

где - в м/с; - в мин, определяется по барограмме подъема для высоты начала крейсерского полета. Если высота начала крейсерского участка неизвестна, то ее можно принять на 2…3 км ниже теоретического потолка.