Билет1

1. Параметры и характеристики самолёта, определяющие требования к его двигателю. (2.2) Подъемная сила и лобовое сопротивление.

Подъемная сила, лобовое сопротивление, расход топлива и дальность полета

Целью пассажирского самолёта является возможность осуществления взлёта на минимальной тяге. Уменьшение тяги при взлёте позволяет снизить уровень потраченного топлива и совершать более длительные перелёты, об этом рассказывается в разделе 2.3. Для установившегося полёта, проходящего на крейсерском режиме, справедливы два положения, основанные на законах механики:

Подъёмная сила = вес и сопротивление = тяга двигателей

Подъемная сила определяется весом летательного аппарата, объёмом топлива и массой полезного груза. Сопротивление, показатель которого мы пытаемся минимизировать, должно быть согласовано с двигателями, сжигающими топливо. На рисунке 2.2 показано отношение подъёмной силы к сопротивлению L / D в виде функции коэффициента подъёмной силы C_L для самолёта Boeing 747-400.

Рисунок 2.2. Качество крыла и коэффициент подъемной силы для различных чисел Маха.

Эти результаты были получены при проведении полёта на высоте 35 000 футов. Кривые, изображённые на рисунке 2.2, различны для разных чисел Маха. Показатель, при каждом числе Маха стремится к максимуму, до тех пор, пока дальнейшее увеличение коэффициента подъёмной силы не приведёт к его падению. Это падение вызвано срывом пограничного слоя с тыльной части крыла. Наблюдается постепенное снижение максимального значения показателя L / D до числа Маха М = 0.86, после которого происходит резкое падение показателя L / D и числа Маха. Это падение объяснятся тем, что сильные волновые явления и удары вызывают отделение пограничных слоёв вверх по потоку. Падение показателя L / D, вызванное колебаниями, также приводит к проблемам с управлением и снижению числа Маха до М = 0.86, но если максимальное значение показателя L / D было бы единственным критерием, то не исключалась бы нормальная работоспособность при числе Маха M = 0.66.

Из рисунка 2.2 очевидно, что каждая из кривых достигает своего максимального значения по величине C_L возле отметки 0.5, понятно, что самолёт должен работать с коэффициентом, находящимся в пределах этой величины. Однако площадь крыла уже была определена в Упражнении 2.1.а, из условий взлёта и посадки. Чтобы согласовать работоспособность самолёта с величиной C_L, необходимо либо уменьшить скорость полёта, что для нас не желательно, либо уменьшить плотность воздуха, совершая полёт на большей высоте. Большие воздушные лайнеры обычно выполняют крейсерский полёт на высоте 31 000 футов, а затем постепенно увеличивают свою высоту, чтобы поддерживать значение коэффициента C_L в пределах величины оптимального значения показателя L / D, поскольку топливо сжигается и наблюдается уменьшение веса летательного аппарата. В идеале, они непрерывно увеличивали бы свою высоту, но служба воздушного контроля ограничивает их движения, так что при обычном увеличении высоты 4000 футов увеличивается дальность полёта на 41 000 футов.

2. Создание тяги в реактивном двигателе. Изменение импульса(3.1)

1 Изменение импульса

Рисунок 3.1. Двигатель с большой степенью двухконтурности, установленный под крылом.

В этой теме кратко рассмотрено создание тяги. На рисунке 3.1 показан двигатель, размещённый на пилоне под крылом. В зоне пилона, окружающей весь двигатель, находится контрольная поверхность. Единственная сила, приложенная к двигателю, передается через пилон. Предполагается, что статическое давление вокруг контрольной поверхности однородно, поэтому пилон должен иметь достаточную длину и слабо воздействовать на крыло. Фактически мы предполагаем, что только крыло создаёт подъёмную силу и лобовое сопротивление, не принимая во внимание наличие двигателя; это суждение не строгое, но допустимое для наших рассуждений. Топливо к двигателю поступает через пилон, но его скорость невысока и она не создает заметного импульса. Массовый поток воздуха входит в двигатель; - на два порядка больше величины .

При расчёте тяги рассматривается поток импульса перпендикулярный контрольной поверхности вокруг двигателя; давление по контрольной поверхности принято постоянным и оно не создаёт никакой силы. Мы рассматриваем импульс, совокупно перемещающийся с двигателем, следовательно, воздух, вошедший в контрольную поверхность, движется со скоростью полёта V. Большая часть воздуха, проходящая через контрольную поверхность, идёт вокруг двигателя, и только малая его часть попадает в двигатель. Рассматривая потоки, проходящие через контрольную поверхность и через весь двигатель, для каждого из них можно записать уравнение:

Поток импульса на входе в двигатель

Поток импульса на выходе из двигателя

Тяга нетто F_n, возникающая в полёте равна разности этих двух потоков импульса:

(3.1)

Если двигатель эксплуатируется на стенде (или на неподвижном самолёте), возникающая тяга называется тягой брутто (характерна для V = 0)

(3.2)

Тяги нетто и брутто различаются наличием величины импульса , который часто называется входным импульсом, таким образом:

Здесь (и далее) не принимается во внимание наличие сопротивления на внешней стороне мотогондолы, которое привело бы к сокращению полезной тяги. Поскольку величина сопротивления мотогондолы не может быть измерена и оценена полностью, это вызывает серьёзные споры между изготовителями двигателя и самолета.

К сожалению, сопротивление мотогондолы становится все более существенным по мере проектирования двигателей с большой тягой и большой степенью двухконтурности

Билет 2

1. Требования к боевому самолету определяющие условия работы и требования к двигателю. (13.2)

13.2 Требования к боевому самолету

Рассмотрим гипотетический самолёт, создание которого является целью данной курса. На современных истребителях - перехватчиках установлены «совершенные» двигатели; ту же долю интереса проявляют проектировщики Нового Самолёта Истребителя.

Как и в предыдущих разделах и темах курса величина температуры будет принята постоянной, составляющей 288 K. Работа двигателя сильно зависит от температуры торможения Т_{02 ,}которая , в свою очередь, зависит от статической атмосферной и от числа Маха полёта.

Отметим некоторые важные эксплуатационные характеристики боевого самолёта:

1. Боевые действия и маневры выполняются при малой величине числа Маха, приблизительно между 0.5 и 0.9, на высоте ниже 4 км. Эта комбинация скорости и высоты способствует хорошей маневренности.

2. Число Маха полёта вблизи моря составляет от М ≈ 0.3 до M ≈ 1.2;

3. При проведении воздушного боя в средневысотном диапазоне около 6 км при числе Маха от М ≈ 0.7 до M ≈ 1.2, ускорение изменяет числа Маха полёта от М ≈ 0.5 до M ≈ 0.9;

4. При проведении воздушного боя на большой высоте от 9 км до 11 км, при числе Маха от М ≈ 0.9 до M ≈1.6, ускорение изменяет числа Маха от М ≈ 0.9 до M ≈1.6;

5. Режим «суперкруиз» (без использования форсажной камеры) используется при числе Маха полёта не ниже М ≈ 1.5, и на высоте не выше 11 км;

6. Сверхзвуковой устойчивый полёт происходит при числе Маха около M ≈ 2.0, на высоте более 11 км.

К сожалению не каждый из проектируемых летательных аппаратов способен выполнять все требования, заданные в ТЗ, поэтому выбор требований будет обсуждаться снова и снова, пока не определятся наиболее важные из них. Мелкие изменения, внесённые в проект летательного аппарата, позволили бы одному типу самолётов превосходить над другим, при выполнении различных заданий. Только, перебрав огромное количество различных типов и комбинаций двигателя с самолетом можно выбрать оптимальный вариант. Упражнения в этой книге построены и сформулированы так, что особое внимание концентрируются на двух факторах: величине температуры стандартной атмосферы, которую используют при расчётах на высоте уровня моря и температуре, характерной для тропопаузы. Оба критерия жизненно важны для самолёта–истребителя, так как они охватывают большинство критических операционных пунктов. При проведении расчётов в тропопаузе, особое внимание будет уделено трём числам Маха полёта (0.9, 1.5 и 2.0), а на уровне моря будет использоваться постоянная величина числа Маха полёта, равная М = 0.9.

2. Тяговая эффективность ВРД. (3.2)