3.6.4. Характеристики взлета и посадки

Для взлета определяются следующие характеристики самолета (для нормального взлетного веса):

1. Скорость отрыва

где р_о выражается в кг/м², С_{у отр} - см. раздел 3.1.

2. Длина разбега

где V_oтр - выражается в м/с; f_разб, К_отр - см. раздел 3.1.

3. Длина взлетной дистанции

где

На основании расчета длины взлетной дистанции определяется потребная для взлета длина ВПП

По длине ВПП уточнить класс аэродрома базирования.

Для посадки определяются следующие характеристики:

1. Вес самолета при посадке.

Расчетный посадочный вес (масса) самолета это наибольший вес, соответствующий требованиям прочности конструкции при эксплуатационных посадках, устанавливаемый проектировщиком (изготовителем). Максимальный посадочный вес это наибольший вес, допускаемый требованиями норм летной годности (АП), при котором допускается производить посадки (кроме вынужденных), может превышать расчетный посадочный вес.

2. Посадочная скорость (для этого веса):

где G_пос подставляют в кг; G_{у пос} – см. раздел 3.1.

3. Длина пробега:

где _проб – коэффициент трения при пробеге (см. раздел 3.1);

К_пос – аэродинамическое качество самолета при посадке.

4. Посадочная дистанция (для всех типов самолетов - условно определять от Н = 15 м):

где

Скорость захода на посадку можно принимать как:

5. Потребная для посадки длина ВПП (см., например,[1, с. 80]).

За необходимую для проектируемого самолета l_впп принимается большая из определенных дистанций для взлета и посадки.

Выполнив раздел, студент обязан сделать (в главе 3.6 пояснительной записки) краткие выводы о соответствии ЛТХ проектируемого самолета требованиям задания.

3.6.5. Определение характеристик маневренности и продольной управляемости

В дипломном проекте студент определяет лишь основные (некоторые) характеристики самолета.

Исходными данными для выполнения необходимых расчетов являются :

- удельная избыточная мощность (значения см. раздел 3.6;

- положение фокуса самолета на дозвуковых скоростях ( см. раздел 3.4.1);

- положение ц.т. полностью загруженного самолета ( _т - см. раздел 3.4.2).

Используя исходный материал, студент должен определить характеристики самолета в следующей последовательности:

1. Определение время разгона самолета (если двигатель с форсажем, то - на полном форсаже) от до на трех характерных высотах: ;

Данный параметр определяется для боевых, учебно-тренировочных и и спортивных самолетов.

Диапазон скоростей на каждой высоте необходимо разбить на 2-3 участка (см. зависимости

Время разгона от скорости в данном случае определяется как:

где подставляют в м/с.

Полное время t_p разгона от обозначить также на диаграмме "Область возможных полетов" самолета (в пояснительной записке и на плакате, см. разд. 3.6.3, рис. 2.5).

2. Определить зависимость отклонений (расходов) органа продольного управления на единицу нормальной перегрузки от скорости (числа М) полета для тех же высот, что и в п. I (в пределах области возможных полетов самолета):

град./ед. перегр.,

где для самолетов с ЦПГО;

для самолетов с рулем высоты.

В дипломном проекте значения величин и можно принимать по графику (см. [I, с. 4621]).

На графических зависимостях указать ограничения по принятых в проекте.

3. Определить зависимость располагаемой нормальной перегрузки от скорости (числа М) полета для тех же условий, что и в пункте 2:

В данном случае к упомянутым в пункте 3 ограничениям добавляется еще ограничение по перегрузке ( ), принятое в дипломном проекте.

На больших высотах величина существенно ограничивается еще и эффективностью органа продольного управления, однако в целях упрощения это ограничение в дипломном проекте не рассматривается.

На рисунке 2.56 показан пример изображения зависимости = f(M).