2.2 Расчет располагаемого запаса топлива

Располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке равен

где полный запас топлива, затраты топлива;

на прогрев и опробование двигателей и рулежку к старту;

на взлет;

на набор крейсерской высоты полета;

на снижение;

на круг перед посадкой, посадку и заруливание;

гарантированный запас и невыработанный остаток топлива.

2.3 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости и высоте

Согласно заданию,

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 Макдонелл - Дуглас МД С - 17. В результате оказалось, что данный самолёт с такой массой способен летать на высотах до 11 км с числами М=0,2…0,9. 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 - 15,48 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 =8,2 ч;

полная дальность самолета .

Лётно-технические характеристики самолета-прототипа Макдонелл - Дуглас МД С - 17 и самолета исследуемого в курсовой работе получились схожими. Причиной некоторых различий могут являться разная взлетная масса и тяга двигателей самолетов.