Расчет летных характеристик самолета с турбореактивными двигателями

УЧРЕЖДЕНИЕ ОБРАЗОВАНИЯ

«БЕЛОРУСКАЯ ГОСУДАРСТВЕННАЯ АКАДЕМИЯ АВИАЦИИ»

Кафедра «Техническая эксплуатация воздушных судов и двигателей»

С. М. Кузьменко

РАСЧЕТ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

Электронное учебное пособие

МИНСК 2015

Рассматривается методика расчета основных летных характеристик дозвукового самолета. Приведен числовой, аналитический и графический материал, необходимый для расчета.

Пособие предназначено для курсантов (студентов), обучающихся по специальности 1-37 04 01 «Техническая эксплуатация воздушных судов и двигателей» (5, 6 семестры), выполняющих курсовое проектирование.

Пособие предназначено для изучения курсантами (студентами) дисциплины «Динамика полета».

Подготовлено на кафедре техническая эксплуатация воздушных судов и двигателей.

Пояснительная записка должна начинаться с титульного листа. Если титульный лист стандартного образца отсутствует, то он выполняется курсантами (студентами) самостоятельно.

В титульном листе обязательно должны быть указаны:

- наименования академии и кафедры;

- наименования дисциплины и курсовой работы, например:

Курсовая работа по динамике полета "Расчет летно-технических характеристик самолета ГА".

- номер варианта курсовой работы;

- курс,

- факультет;

- группа (номер группы указывают только студенты дневного обучения);

- номер специальности;

- фамилия, имя и отчество;

- строка для оценки защиты.

Расчет летных характеристик самолета

К летным характеристикам дозвукового самолета, которые рассчитываются в рамках курсового проектирования, относятся:

диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета с учетом эксплуатационных ограничений;

скороподъемность;

теоретический и практический потолки;

дальность и продолжительность полета;

взлетные и посадочные характеристики.

Исходные данные

1. Схема самолета, его основные параметры, аэродинамические характеристики и тип двигателей заданы в Приложении 1.

2. Аэродинамические характеристики задаются в виде поляр и зависимостей Cya(α) для полетной, взлетной и посадочной конфигураций самолета (рисунки 1.1, 1.2). Для построения аэродинамических характеристик используются данные приложения 2.

3. Для самолетов с турбореактивными двигателями используются: P₀- суммарная располагаемая тяга двигателей на земле при M=0 на максимально-продолжительном (номинальном) режиме их работы; P_0взл- тяга двигателей на взлетном режиме; C_уд0- удельный расход топлива двигателя на земле при M = 0 на номинальном режиме.

К характеристикам двигательной установки относятся также степень двухконтурности, высотно-скоростные (тяговые, расходные) и дроссельные характеристики. При отсутствии точных данных о конкретном двигателе можно пользоваться типовыми характеристиками (приложение 3).

Условия полета на каждой высоте характеризуются параметрами воздуха, соответствующими стандартной атмосфере. (Таблица МСА)

Таблица МСА

Рисунок 1.1 - Примерный вид семейства поляр

Рисунок 1.2 - Примерный вид докритической полетной (d=0), взлетной (d_взл) и посадочной (d_пос) поляр и зависимостей C_ya(α)

Расчет летных характеристик самолета с турбореактивными двигателями

1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг

Для расчета диапазона высот и скоростей необходимо построить диаграммы потребных и располагаемых тяг для различных высот и скоростей и средней полетной массы самолета.

В целях сокращения объёма работы расчёт свойств самолёта производится для средней полётной массы

m_ср=m₀ – 0,5m_т

где m₀ - взлетная масса [кг], указанная в (приложении 1);

m_т- полный запас топлива [кг].

Ориентировочно величину полного запаса топлива m_т можно принять:

для самолётов с турбореактивными двигателями (ТРД) –

m_т=(0,3¸0,5) m₀

Тогда при полных запасах топлива можно принять:

m_ср » 0,8m₀ - для самолетов с ТРД.

Вес самолета связан с массой следующим образом

G = mg, G[H], m [кг],g=9,81 [м/с²].

Поэтому G_cp =m_cpg

Задается несколько расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Можно рекомендовать следующие высоты (в метрах): 0, 2000, 4000, 8000, 11000, 13000.

Задаются значения чисел Маха от M_minдо максимальной величины M, для которой определена летная поляра самолета.

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полета определяется по формуле

где q_а = 0,5 ρa² - скоростной напор, который соответствует скорости звука а на рассматриваемой высоте и определяется по таблице стандартной атмосферы (см. стр. 4).

Для каждой высоты и различных чисел M определяются потребные P_п и располагаемые P_р тяги:

Приложение 1

Приложение 1

Варианты 1–5

Приложение 1

Варианты 6–10

Приложение 1

Варианты 11–15

Приложение 2

В таблицах представлены аэродинамические характеристики самолетов, т.е. их поляры и зависимости C_ya = f (a ) , построенные в нормальных условиях полета и в условиях взлета и посадки.

Предлагаемые варианты исходных аэродинамических характеристик используются в расчете летно-технических характеристик самолета гражданской авиации при отсутствии у студентов дневного и заочного обучения специальности 1-37 04 01 аналогичных исходных данных, полученных в результате выполнения курсовой работы по аэромеханике.

Приложение 2

Приложение 2

Приложение 2

Приложение 3