2.3 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости и высоте
,
.
Если масса топлива не превышает 35% взлетной массы самолета или необходимо приближенно оценить дальность полета, то расчет можно вести по средней массе самолета и среднему километровому расходу топлива.
Крейсерский
режим полета обычно выбирается из
условия минимума
.Оптимальная
высота при этом оказывается меньше
высоты практического потолка на 1..2 км,
а скорость полета - несколько больше,
чем условная крейсерская
.
Последняя определяется из условия
и
находятся графическим путем проведения
касательной к кривой потребной тяги
из начала координат. Обычно
принимают на 20…50 км/ч меньше максимально
допустимой на заданной высоте
.
Расчет дальности и продолжительности полета производится по следующей схеме.
Для заданных
и
определяются:
Данные из таблицы 1.4
;
-
по семейству поляр;
Подсчитывается
потребная тяга
.
Подсчитывается
располагаемая тяга всех двигателей
.
Величина
берется по высотно-скоростной
характеристике для заданных
и
.
Определяется степень дросселирования двигателей
;
Далее определяется удельный расход топлива на крейсерском режиме по характеристикам двигателя:
Для самолетов с ТРДД
Средний километровый расход топлива
;
где в формуле
в кг/км;
в
;
в Н.
Дальность и продолжительность полета определяются выражениями
;
.
Полная дальность складывается из проекций на горизонтальную плоскость траектории набора высоты, крейсерского участка и снижения:
.
Полная продолжительность полета:
Заключение
Был проведен расчёт лётных характеристик самолёта ИЛ-96-300. В результате оказалось, что данный самолёт с такой массой способен летать на высотах до 11 км с числами М=0,2…0,95. Были построены диаграммы потребных и располагаемых тяг, рассчитаны скороподъёмности самолёта в зависимости от высот и скоростей полёта. Определён диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полёта с учётом эксплуатационных ограничений. Время подъёма на высоту 11 км – 8,77 мин. Скороподъёмность на этой высоте падает практически до нуля.
При расчете самолета получены следующие данные:
суммарная
длина взлетной дистанции
;
суммарная
длина посадочной дистанции
;
располагаемый
запас топлива для полета на крейсерском
участке
;
средний
километровый расход топлива
;
продолжительность полета Т =3,1 ч;
полная дальность
самолета
.
Лётно-технические характеристики самолета-прототипа ИЛ-96-300 и самолета исследуемого в курсовой работе получились не такими, как у прототипа. Практический потолок получился как и у самолета прототипа 12 км. Крейсерская скорость оказалась равной 850 км/ч, высота крейсерского полета 11 км как и у самолета-прототипа. Полная дальность полета ИЛ-96-300 больше, чем у самолета исследуемого в курсовой работе. Причиной отличий могут являться разные взлетные массы и массы топлива. Еще на лётно-технические характеристики повлияла заданная изначально мощность двигателя. Статическая тяга исследуемого самолета меньше, чем у самолета-прототипа.