3.5. Определение основных аэродинамических характеристик самолета

Задачей аэродинамического расчета является определение зависимости коэффициента подъемной силы C_y крыла от угла атаки α, коэффициента лобового сопротивления C_x от C_y (поляры), а также определение аэродинамического качества К, используя построенные поляры. Исходными характеристиками для аэродинамического расчета являются геометрические характеристики самолета и его агрегатов. При выполнении аэродинамического расчета руководствоваться методическими рекомендациями (см. [ 2]).

Поляры для проектируемого самолета и высотно-скоростные характеристики двигателя (для абсолютных значений тяги и удельного расхода топлива должны быть изображены на миллиметровой бумаге форматом не менее 297х210) и снабжены соответствующими подрисуночными подписями.

3.6. Определение основных летно-технических характеристик самолета

Задачей данного раздела дипломного проекта является выявление соответствия основных ЛТХ проектируемого самолета требованиям, поставленным в задании на дипломный проект.

Исходными данными для определения ЛТХ самолета являются:

- полученные в результате аэродинамического расчета поляры самолета, отражающие в достаточной степени его внешнюю конфигурацию, или зависимость аэродинамического качества от угла атаки (значения C_y), см., например, [1, с. 582 … 585;

- весовые характеристики самолета (взлетный вес второго прибли­жения, вес топлива, вес сбрасываемых в полете грузов);

- высотно-скоростные характеристики двигателя с форсажем и без форсажа (см.,[1,с.585-588]);

- таблица МСА.

В дипломном проекте проводится упрощенный расчет лишь некоторых наиболее важных ЛТХ самолета, в которые входят:

а) высотно-скоростные характеристики самолета:

• характеристики набора высоты,

• «область скоростей и высот горизонтального полета»,

• максимальные и минимальные скорости полета на разных высотах,

• практический потолок;

б) характеристики дальности полета;

в) характеристики взлета и посадки.

В этом же разделе определяются характеристики управляемости и маневренности и характеристики устойчивости на сверхзвуковых скоростях (если это требуется).

3.6.1. Характеристики набора высоты

Для набора высоты определяются следующие характеристики.

1. Расход топлива на набор заданной высоты и скорости горизонтального полета:

,

где Н и V - заданные высота и скорость, м и м/с соответственно;

- аэродинамическое качество самолета в горизонтальном полете.

2. Вес самолета в начале горизонтального (или крейсерского) полета:

При проектировании и эксплуатации самолетов используются следующие понятия веса (масс):

- максимальный рулежный вес (масса), это наибольший вес самолета с учетом запаса топлива, расходуемого на аэродроме при запуске и прогреве двигателя (ей),а также при рулении до старта;

- расчетный взлетный вес (масса) самолета, это максимальный вес самолета (в начале разбега) в условиях нормальной эксплуатации (наибольший из всех предусмотренных вариантов загрузки);

- максимальный взлетный вес (масса), это наибольший вес самолета в начале разбега, разрешенный в эксплуатации и допускаемый требованиями норм летной годности для взлета в условиях, приведенных к МСА, указанных в технических требованиях к самолету;

- полетный вес (масса), это мгновенное значение изменяющегося веса самолета, не превышающий максимальный взлетный вес.

3.Зависимость располагаемой тяги силовой установки (на максимальном режиме без форсажа и на полном форсаже) и потребной (для горизонтального полета) тяги от скорости или числа М полета (в пределах ограничений по двигателю) для высот Н = 0; 5; 8; 11 км и т.д. (в зависимости от типа самолета). При определении потребной тяги принимать: G = Gо для H 5км и G = Gн.г.п для H > 5км. На рисунках 2.2 и 2.3 показаны примеры оформления указанных зависимостей в пояснительной записке дипломного проекта.

Error: Reference source not found

4. Зависимости удельной избыточной мощности — располагаемой скороподъемности (V_у^*) от скорости или числа М полета (в пределах ограничений по двигателю) для тех же (см. пункт 3) высот полета:

Пример оформления зависимостей показан на рисунке 2.4.

5. Зависимость максимальной (для каждой высоты) удельной избыточной мощности от высоты полета: V_у^* _mах = f (Н).

6. Теоретический и практический поток самолета (последний определяется для неманевренных самолетов при V_у^*_mах = 0,5м/с, для маневренных самолетов при V_у^* _mах = 5м/с).

7. Время и дальность набора соответствующих высот (условия см. пункт 3) до практического потолка с построением (разрешается на одном рисунке) зависимостей t_н.в = f (Н) и L_н.в. = f (Н).

Расчет должен проводиться для режима полета, соответствующего V_у^*_mах на каждой высоте (в пределах ограничений по q_max и M_max , принятых в проекте).

Время набора высоты (и скорости) от Н_i и V_i до Н_i+1 и V_i+1 в данном случае определяется как:

где V измеряют в м/с; Н – в м; V_y^* – в м/с.

Зная Δ t_н.в, V_i и V_{i+1 ,} легко найти дальность Δ L_н.в. для каждой высоты Н_{i+1 ,} а затем и полные время и дальность набора высоты:

Для сверхзвуковых самолетов расчет набора высоты разрешается выполнять только для случая работы двигателя на полном форсаже.

При расчете ЛТХ самолета на этапе «Набор высоты» должны быть построены таблицы и графические зависимости в соответствии с пунктами 3, 4, 5 и 7. Графики строятся на миллиметровой бумаге форматом не менее 297x210 с обязательным указанием наименования зависимости (подрисуночная надпись).