|
© 2017 Ольшевский Андрей Георгиевич Консультирую по авиационным дисциплинам в Скайп da.irk.ru Сайт www.super-code.ru наполняется бесплатными книгами Часть 1. Расчет
летно-тактических характеристик транспортного самолета |
|||||||||
|
Исходные данные |
|||||||||
|
Вариант 1 |
|||||||||
|
Расчетная масса
самолета m = |
100 000 |
кг |
|||||||
|
Расчетная высота
полета H = |
5 000 |
м |
|||||||
|
Расчетное число М
полета |
0,6 |
||||||||
|
Количество двигателей
силовой установки nдв = |
4 |
||||||||
|
Коэффициент приведения
тяги двигателя K = |
1 |
||||||||
|
Длина самолета в линии
полета без ПВД |
40 |
м |
|||||||
|
Площадь крыла S = |
250 |
м2 |
|||||||
|
Размах крыла 45 м |
|||||||||
|
Средняя
аэродинамическая хорда 5,5 м |
|||||||||
|
Полетная масса
самолета 80 000...125 000 кг |
|||||||||
|
Положение центра масс
(центровка) |
|||||||||
|
самолета 0,30...0,40 ba |
|||||||||
|
Момент инерции Ix 8 000 000...10 000 000 кг⋅м2 |
|||||||||
|
Момент инерции Iy 10 000 000...15 000 000 кг⋅м2 |
|||||||||
|
Момент инерции Iz 8 000 000...10 000 000 кг⋅м2 |
|||||||||
|
1.1. Расчет и
построение кривых располагаемых и потребных тяг для прямолинейного
горизонтального полета. |
|||||||||
|
Параметры стандартной
атмосферы на расчетной высоте H |
|||||||||
|
Давление на расчетной
высоте |
|||||||||
|
pH= |
5000 |
м = |
54048,3 |
Па. |
|||||
|
Скорость звука |
|||||||||
|
aH= |
5000 |
м = |
320,545 |
м/с. |
|||||
|
Скоростной напор, Па |
|||||||||
|
q = 0,7pНМ2, |
|||||||||
|
Коэффициент подъемной
силы самолета в горизонтальном полете |
|||||||||
|
cyaГП = |
mg |
||||||||
|
qS |
|||||||||
|
Коэффициент силы
лобового сопротивления cxaГП определяем
с помощью поляры самолета |
|||||||||
|
в полетной
конфигурации на рисунке П6.39 [1] |
|||||||||
|
Сила лобового
сопротивления |
|||||||||
|
XaГП = cxaГПqS |
|||||||||
|
В установившемся
горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга |
|||||||||
|
Pпотр = XaГП |
|||||||||
|
При M = |
0,4 |
||||||||
|
Скоростной напор, Па |
|||||||||
|
q = 0,7· |
54048,3 |
0,4 |
2 = |
6 053,41 |
Па. |
||||
|
Коэффициент подъемной
силы самолета в горизонтальном полете |
|||||||||
|
cyaГП = |
100 000 |
9,81 |
= |
0,65 |
|||||
|
6 053,41 |
250 |
||||||||
|
Коэффициент силы
лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1] |
|||||||||
|
cxaГП = |
0,048 |
||||||||
|
Сила лобового
сопротивления |
|||||||||
|
XaГП = |
0,048 |
6 053,41 |
250 |
= |
72 641 |
Н |
|||
|
В установившемся
горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга |
|||||||||
|
Pпотр = XaГП = |
72 641 |
Н |
|||||||
|
При M = |
0,6 |
||||||||
|
Скоростной напор, Па |
|||||||||
|
q = 0,7· |
54048,3 |
0,6 |
2 = |
13 620,17 |
Па. |
||||
|
Коэффициент подъемной
силы самолета в горизонтальном полете |
|||||||||
|
cyaГП = |
100 000 |
9,81 |
= |
0,29 |
|||||
|
13 620,17 |
250 |
||||||||
|
Коэффициент силы
лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1] |
|||||||||
|
cxaГП = |
0,031 |
||||||||
|
Сила лобового
сопротивления |
|||||||||
|
XaГП = |
0,031 |
13 620,17 |
250 |
= |
105 556 |
Н |
|||
|
В установившемся
горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга |
|||||||||
|
Pпотр = XaГП = |
105 556 |
Н |
|||||||
|
При M = |
0,7 |
||||||||
|
Скоростной напор, Па |
|||||||||
|
q = 0,7· |
54048,3 |
0,7 |
2 = |
18 538,57 |
Па. |
||||
|
Коэффициент подъемной
силы самолета в горизонтальном полете |
|||||||||
|
cyaГП = |
100 000 |
9,81 |
= |
0,21 |
|||||
|
18 538,57 |
250 |
||||||||
|
Коэффициент силы
лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1] |
|||||||||
|
cxaГП = |
0,032 |
||||||||
|
Сила лобового
сопротивления |
|||||||||
|
XaГП = |
0,032 |
18 538,57 |
250 |
= |
148 309 |
Н |
|||
|
В установившемся
горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга |
|||||||||
|
Pпотр = XaГП = |
148 309 |
Н |
|||||||
|
При M = |
0,75 |
||||||||
|
Скоростной напор, Па |
|||||||||
|
q = 0,7· |
54048,3 |
0,75 |
2 = |
21 281,52 |
Па. |
||||
|
Коэффициент подъемной
силы самолета в горизонтальном полете |
|||||||||
|
cyaГП = |
100 000 |
9,81 |
= |
0,18 |
|||||
|
21 281,52 |
250 |
||||||||
|
Коэффициент силы
лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1] |
|||||||||
|
cxaГП = |
0,033 |
||||||||
|
Сила лобового
сопротивления |
|||||||||
|
XaГП = |
0,033 |
21 281,52 |
250 |
= |
175 573 |
Н |
|||
|
В установившемся
горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга |
|||||||||
|
Pпотр = XaГП = |
175 573 |
Н |
|||||||
|
При M = |
0,8 |
||||||||
|
Скоростной напор, Па |
|||||||||
|
q = 0,7· |
54048,3 |
0,8 |
2 = |
24 213,64 |
Па. |
||||
|
Коэффициент подъемной
силы самолета в горизонтальном полете |
|||||||||
|
cyaГП = |
100 000 |
9,81 |
= |
0,16 |
|||||
|
24 213,64 |
250 |
||||||||
|
Коэффициент силы
лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1] |
|||||||||
|
cxaГП = |
0,04 |
||||||||
|
Сила лобового
сопротивления |
|||||||||
|
XaГП = |
0,04 |
24 213,64 |
250 |
= |
242 136 |
Н |
|||
|
В установившемся
горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга |
|||||||||
|
Pпотр = XaГП = |
242 136 |
Н |
|||||||
|
При M = |
0,85 |
||||||||
|
Скоростной напор, Па |
|||||||||
|
q = 0,7· |
54048,3 |
0,85 |
2 = |
27 334,93 |
Па. |
||||
|
Коэффициент подъемной
силы самолета в горизонтальном полете |
|||||||||
|
cyaГП = |
100 000 |
9,81 |
= |
0,14 |
|||||
|
27 334,93 |
250 |
||||||||
|
Коэффициент силы
лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1] |
|||||||||
|
cxaГП = |
0,057 |
||||||||
|
Сила лобового
сопротивления |
|||||||||
|
XaГП = |
0,057 |
27 334,93 |
250 |
= |
389 523 |
Н |
|||
|
В установившемся
горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга |
|||||||||
|
Pпотр = XaГП = |
389 523 |
Н |
|||||||
|
Таблица 1. Расчет
потребной тяги силовой установки для прямолинейного горизонтального полета
для разных M |
|||||||||
|
M |
0,4 |
0,6 |
0,7 |
0,75 |
0,8 |
0,85 |
|||
|
Pпотр, кН |
72,641 |
105,556 |
148,309 |
175,573 |
242,136 |
389,523 |
|||
|
Величина тяги
одиночного двигателя определяется с помощью высотно-скоростных характеристик
двигателя для заданного режима его работы и условий полета (числа М и высоты
полета Н). |
|||||||||
|
Располагаемая тяга —
это тяга силовой установки на заданных режимах полета и работы двигателей |
|||||||||
|
Ррасп = Рдвnдв. |
|||||||||
|
При M = |
0,4 |
||||||||
|
Тяга двигателя по
высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1] |
|||||||||
|
Рдв = |
64 000 |
Н |
|||||||
|
Располагаемая тяга |
|||||||||
|
Ррасп = |
64 000 |
4 |
= |
256 000 |
Н |
||||
|
При M = |
0,6 |
||||||||
|
Тяга двигателя по
высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1] |
|||||||||
|
Рдв = |
63 000 |
Н |
|||||||
|
Располагаемая тяга |
|||||||||
|
Ррасп = |
63 000 |
4 |
= |
252 000 |
Н |
||||
|
При M = |
0,7 |
||||||||
|
Тяга двигателя по
высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1] |
|||||||||
|
Рдв = |
62 000 |
Н |
|||||||
|
Располагаемая тяга |
|||||||||
|
Ррасп = |
62 000 |
4 |
= |
248 000 |
Н |
||||
|
При M = |
0,75 |
||||||||
|
Тяга двигателя по
высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1] |
|||||||||
|
Рдв = |
62 300 |
Н |
|||||||
|
Располагаемая тяга |
|||||||||
|
Ррасп = |
62 300 |
4 |
= |
249 200 |
Н |
||||
|
При M = |
0,8 |
||||||||
|
Тяга двигателя по
высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1] |
|||||||||
|
Рдв = |
62 600 |
Н |
|||||||
|
Располагаемая тяга |
|||||||||
|
Ррасп = |
62 600 |
4 |
= |
250 400 |
Н |
||||
|
При M = |
0,85 |
||||||||
|
Тяга двигателя по
высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1] |
|||||||||
|
Рдв = |
63 000 |
Н |
|||||||
|
Располагаемая тяга |
|||||||||
|
Ррасп = |
63 000 |
4 |
= |
252 000 |
Н |
||||
|
Таблица 2. Расчет
располагаемых тяг силовой установки для разных чисел M |
|||||||||
|
M |
0,4 |
0,6 |
0,7 |
0,75 |
0,8 |
0,85 |
|||
|
Pрасп, кН |
256 |
252 |
248 |
249 |
250 |
252 |
|||
|
|
|||||||||
|
Рисунок 1 - Кривые Н. Е. Жуковского (кривые потребных и располагаемых тяг
горизонтального прямолинейного полета) неманевренного дозвукового тяжелого
самолета |
|||||||||
|
на высоте H = |
5 000 |
м |
|||||||
|
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ |
|||||||||
|
1. Кривель
С. М. Динамика полета. Расчет летно-технических и пилотажных характеристик
самолета: Учебное пособие. — 2-е изд., перераб. и
доп. — СПб.: Издательство «Лань», 2016. — 192 с.
© 2017 Ольшевский Андрей Георгиевич e-mail: da.irk.ru@mail.ru |
|||||||||
