14.1 Подъем и ускорение
Подъемная
сила
L
связана с динамическим напором
и
коэффициентом подъёмной силы:
|
(14.1) |
,
где А - площадь крыла. Для установившегося полёта величина подъёмной силы равна весу самолёта m · g, т. о. m · g / A определяет нагрузку крыла. Обратите внимание, в таблице 13.2, величина нагрузки на крыло самолёта F-16 меньше половины величины самолёта Boeing 747-400. Низкая нагрузка на крыло, как следствие больших габаритов крыльев относительно веса всего самолёта, необходима для увеличения маневренности. Хотя форма крыльев влияет на подъёмную силу, производимую при данной скорости полёта и плотности воздуха, наиболее важным параметром, определяющим максимальный взлётный вес, является площадь крыла. Площадь крыла устанавливается весом самолета и определяется нагрузкой крыла. Для самолёта (NFA), нагрузка крыла принимается равной 3 500 Н / м2.
При совершении взлёта и посадки коэффициент подъемной силы повышается за счёт использования щитков закрылок, предкрылков или эффекта выдувания, но для большой скорости полёта подобное используется редко. Верхний предел коэффициента подъёмной силы зависит от числа Маха, но для различных самолётов-истребителей эта величина находится в пределах небольшого диапазона. Для рассматриваемой нами задачи, максимальная величина коэффициента подъёмной силы будет меняться от значения 1.00 для числа Маха М = 0.7, до 0.4 для М = 1.5; для простоты и удобства расчётов, в этом интервале чисел Маха будет принята линейная зависимость.
Максимальное ускорение и величина перегрузки, которая может быть достигнута, определяется пиковой величиной коэффициента подъёмной силы. Для угловой скорости разворота, главную , определяющую роль имеют площадь крыла и динамическое давление.
2. Термодинамический цикл двигателей боевых самолетов. (15.3)
15.3 Термодинамический цикл двигателей боевых самолетов
Как будет рассмотрено в Теме 16, эксплуатационный режим военного двигателя сильно изменяется между различными операционными точками. Наиболее существенное изменение происходит от изменения температуры торможения на входе и давления в связи с изменением числа Маха полёта. Так же оно зависит от изменения ключевых эксплуатационных режимов, представленных в Таблице 15.1.
Для газовой турбины отношение температур Т04 / Т02, то есть отношение температуры на входе в турбины к температуре входе в компрессора, является очень важным. Так как температура на входе в турбину не может быть увеличена выше предела, установленного материалом и охлаждающей технологией, снижение максимальной величины Т04 / Т02 происходит, поскольку повышается T02 с увеличением скорости полёта. Эффект увеличения скорости приводит к последовательному снижению безразмерной скорости вращения, безразмерных массовых потоков и степеней повышения давления. В рассматриваемом нами случае изучается процесс с максимально-возможной температурой на входе в турбину (при которой достигается максимальная величина мощности), которая составляет Т04 = 1 850 K.
Таблица 15.1. Расчетные режимы для двигателей военных самолетов.
число Маха полёта (M): |
Уровень моря: |
Тропопауза: |
||
T01: |
P01 / Pa: |
T01: |
P01 / Pa: |
|
0.0 |
288.2 |
1.0 |
216.7 |
1.0 |
0.9 |
344.8 |
1.69 |
251.7 |
1.69 |
1.2 |
371.3 |
2.24 |
279.0 |
2.42 |
1.5 |
|
|
314.1 |
3.67 |
2.0 |
|
|
390.0 |
7.82 |
Примечание: Для тропопаузы на высоте H = 11 000 м, Ta = 216.7 K, Pa = 22.7 кПа |
||||
Отношение давления торможения на входе к окружающему давлению P01 / Pa повышается с изменением числа Маха быстрее, чем отношение температур. Для
М = 2.0 отношение давлений вентилятора составляет 2, полное отношение давлений в реактивном сопле равняется 16 и, как показано на рисунке15.4, наблюдается небольшое увеличение тяги от увеличения степени повышения давления выше этой величины.
БИЛЕТ № 9
1. Компрессор ВД. Характеристики. (11.4)