Материал: Расчет летно-технических характеристик самолета с ТРДД

Расчет летно-технических характеристик самолета с ТРДД

Контрольная работа

на тему:

Расчет летно-технических характеристик самолета с ТРДД

1.Основные сведения

МиГ-35 (по кодификации НАТО - Fulcrum-F) - многоцелевой российский истребитель поколения «4++». Имеет две модификации - одноместную МиГ-35 и двухместную МиГ-35Д.

Рис.1 МиГ-35 в воздухе

.1 История

Выкатка самолёта Миг-35 состоялась 9 января 2007 года в присутствии Заместителя Председателя Правительства России, Министра обороны Сергея Иванова и Главнокомандующего ВВС России генерала армии Владимира Михайлова. Впервые истребитель был представлен публике на международном авиасалоне «Аэро Индия-2007», а позднее - на международном авиационно-космическом салоне МАКС-2007.

.2 Особенности

Одноместный МиГ-35 и двухместный МиГ-35Д представляют собой дальнейшее развитие боевых самолётов МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2 в направлении повышения боевой эффективности и универсальности, а также улучшения эксплуатационных характеристик. В качестве основного пути повышения боевой эффективности МиГ-35 было избрано совершенствование бортового радиоэлектронного оборудования.

Основные отличия МиГ-35/МиГ-35Д:

·        интеграция в состав бортового радиоэлектронного оборудования информационно-прицельных систем пятого поколения;

·        возможность применения перспективных авиационных средств поражения российского и иностранного производства;

·        повышенная боевая выживаемость, достигаемая за счёт внедрения бортового комплекса обороны;

·        интегрированная РЛС Жук-А. Активная фазированная антенная решётка «Жук-А» позволяет увеличить дальность обнаружения целей, параллельно работать в режимах «воздух-воздух» и «воздух-поверхность», распознавать и классифицировать групповые и одиночные объекты, одновременно атаковать несколько целей высокоточными средствами поражения, а также обеспечивать связь и радиоэлектронное противодействие. Это значительно увеличивает его боевые возможности и приближает его к Истребителям пятого поколения.

Таблица 1. Летно-технические характеристики

Модификация	МиГ-35/МиГ-35Д
Размах крыла, м	12.00
Длина, м	17,32
Высота, м	4.73
Площадь крыла, м2	38.00
Масса, кг
пустого самолета	11000
нормальная взлетная	17800
максимальная взлетная	23500
Тип двигателя	2 ТРДДФ РД-33 сер.3М
Тяга, кгс
форсированная	2 х 9000
нефорсированя	2 х 5300
Максимальная скорость, км/ч
на высоте	2400
у земли	1400
Практическая дальность, км:
без ПТБ	1800
с тремя ПТБ	3000
с одной дозаправкой	6000
Практический потолок, м	17500
Эксплуатационная перегрузка	9
Экипаж, чел	1/2

1.3 Силовая установка

Рис.2 РД-33МК «Морская Оса»

РД-33МК «Морская Оса» - модернизированная версия двигателя РД-33. Форсажная тяга увеличена до 9000 кгс. Устанавливается на новейшие истребители МиГ-29К, МиГ-29КУБ, МиГ-35.

Характеристики:

§  Длина 4229 мм

§  Диаметр 920 мм

§  Масса 1055 кг

§  Форсажная тяга 9000 кгс

§  Максимальная 5400 кгс

§  Расход воздуха 75,5 кг/с

§  Степень сжатия 21

Модернизация двигателя РД-33, который установлен на истребителе МиГ-29. Особенность модификации - увеличенная тяга по сравнению со своим предшественником. РД-33МК станет базовым для дальнейшего совершенствования двигателей истребительной авиации. В частности, он может быть оснащен разработанным в ОКБ предприятия соплом с отклоняемым вектором тяги (ОВТ), применение которого повышает боевую эффективность самолета на 12-15%. РД-33МК является первой модификацией базового двигателя, подвергнутой серьезной конструкторской доработке. За счет применения охлаждаемых лопаток из современных, в том числе, композитных материалов мощность РД-33МК возросла на 7%. Повышенная мощность двигателя позволяет осуществлять самостоятельный взлет самолета МиГ-29К с палубы авианосца.

2. Расчет летно-технических характеристик самолета с ТРДД

 

.1 Исходные данные

Расчет проводится в программе Dialog_LTX.

В программу вводим данные двигателя «РД-33 МК»

Рис.3 Расчет ЛТХ самолета с ТРДД (МиГ-35)

2.2 Термогазодинамический расчет

Коды сходимости: 0 0 0

2.3 Результаты расчета

Результаты расчета приведены в Таблице 2. Графики приведены на рисунках 4-7.

Таблица 2. Зависимости L разб. и L пол. от m, T*, р

m	T*	р	Lразбега	Lполета
0,40	1600	21	1344	2462
0,55			1455	2383
0,60			1480	2295
0,65			1527	2233
0,40	1680	21	1252	2244
0,55			1332	2203
0,60			1363	2053
0,65			1392	1979
0,40	1760	21	1159	2021
0,55			1259	1987
0,60			1266	1887
0,65			1299	1682
0,55	1600	20	1443	2367
		21	1455	2383
		24	1476	2363	1535	2555
0,55	1680	20	1327	2194
		21	1332	2203
		24	1340	2182
		28	1395	2268
0,55	1760	20	1248	1969
		21	1259	1987
		24	1254	1939
		28	1290	1846

Рис.4 L разбега=f(m)

Рис.5 L разбега=f(р)

Рис.6 L полета=f(m)

Рис.7 L полета=f(р)

Вывод

двигатель летный самолет

При увеличении температуры газа за турбиной дистанция разбега уменьшается, и также уменьшается дальность полета.

При увеличении степени двухконтурности дистанция разбега увеличивается, но дальность полета уменьшается.

При увеличении степени сжатия увеличивается как дистанция разбега, так и дальность полета.

Исходя из вышеуказанного, можно сделать вывод, что современным двигателистам следует обратить особое внимание на поиск оптимального баланса для степени двухконтурности при проектировании новейших двигателей.