Билет № 5
1. Подъемная сила крыла самолета. (2.1)
Параметры крыла
Элементы самолёта должны иметь компромиссные возможности для осуществления быстрого полёта на крейсерском режиме и относительно медленного движения во время взлёта и посадки. Некоторые изменения формы и площади крыла применяются при взлёте и посадке (например, отклонения предкрылков и закрылков), но их использованию и применению существует практический предел. Как упомянуто ранее, допускается возможность обращения к безразмерным величинам всякий раз, когда это необходимо. Коэффициент подъемной силы определяется как:
|
(2.1) |
,
где L - подъёмная сила, которая действует в направлении перпендикулярном направлению полёта. В установившемся полёте подъемная сила равна весу летательного аппарата. При определении подъемной силы кроме коэффициента подъёмной силы CL используются величины плотности воздушного потока ρ, площадь крыла A и скорость полёта V.
На рисунке 2.1 изображена зависимость коэффициента подъёмной силы самолёта от изменения угла атаки при низких скоростях (например, при взлёте). Из графика видно, что величина CL изменяется почти линейно, доходя до точки пика (максимального значения угла атаки), после чего плавно падает. Это падение происходит, когда пограничный слой отделяется от верхней поверхности крыла. Для самолёта, находящегося вблизи поверхности земли, это было бы критическим явлением, поэтому необходимо удостовериться, что скорость летательного аппарата достаточна для совершения взлёта и величина коэффициента подъёмной силы не достигает своего максимального значения.
Полностью загруженный самолёт имеет высокую массу и, перемещаясь с большой скоростью по земле, он представляет потенциальную опасность. Необходима длинная полоса, чтобы самолёт мог набрать скорость необходимую для совершения взлёта, и замедлить её при совершении посадки; кроме проблемы с созданием взлётно-посадочной полосы, существует проблема с перегревом шин (при эксплуатации на высоких скоростях или в течение длительного промежутка времени).
Рисунок 2.1. Кривая, характеризующая коэффициент подъёмной силы для дальнемагистрального дозвукового самолёта при низких скоростях полёта
Поэтому скорость самолёта на ВПП при отрыве шасси от земли не должна превышать 90 м/сек (т.е. 200 миль/час или 324 км/час).
Поскольку подъёмная сила на взлете пропорциональна плотности воздуха, не исключено возникновение проблемы, связанной с повышенной температурой воздуха или высотой расположения аэропорта. Аэропорт города Иоганнесбурга, с этой точки зрения, находится в очень трудном положении, он размещён на высоте 5 557 футов, что составляет 1 694 м. В жаркий день температура может подниматься до значения в 35ºC, при таких условиях плотность будет меньше 80 % от стандартного состояния.
2. Термодинамический цикл ТРДДФ. (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 № 6
1. Некоторые ограничения для двигателей боевых самолетов. (15.4)