3.3 Определение стартовой тяговооруженности самолета (энерговооруженности для винтовых самолетов)
Стартовая тяговооруженность самолета как и стартовая удельная нагрузка на крыло определяется из ряда условий.
3.3.1 Определение стартовой тяговооруженности самолета из условия набора высоты, в случае отказа одного двигателя
Для маневренных боевых самолетов и однодвигательных самолетов это условие можно не рассматривать. В пособии это условие рассматривается исключительно для методических целей.
Стартовая тяговооруженность самолета из условия набора высоты с одним отказавшим критическим двигателем определяется по формуле [7]:
,
(3.7)
где
– коэффициент, учитывающий высотно-скоростные
характеристики двигателя на режиме
набора высоты (определяется по
высотно-скоростным характеристикам
предполагаемого двигателя, либо по
материалам [7], либо на начальном этапе
для реактивных двигателей -
);
-
количество двигателей,
- выбрано в разделе 2 курсовой работы;
- аэродинамическое
качество самолета при наборе высоты,
- выбирается либо по самолету-прототипу,
либо по рекомендациям [7].
-
значение тангенса угла наклона траектории
при наборе высоты с
одним отказавшим критическим двигателем
(для гражданских самолетов регламентируется
АП-25 и наибольшее значение должно быть
на третьем участке начального набора
высоты, при
=2
-
.
3.3.2 Определение стартовой тяговооруженности для обеспечения крейсерской скорости полета
Стартовая тяговооруженность самолета из условия обеспечения крейсерской скорости полета определяется по формуле [7]:
при
Нкрейс<11км
; (3.8)
при Нкрейс≥11км,
(3.9)
где
– коэффициент,
учитывающий изменение тяги по скорости
(определяется по высотно-скоростным
характеристикам предполагаемого
двигателя, либо по материалам [7], либо
на начальном этапе для реактивных
двигателей по формуле [5]:
,
(3.10)
где
;
;
- для
форсажного режима двухконтурного
реактивного двигателя,
-
степень двухконтурности
реактивного двигателя;
;
;
- для
бесфорсажного режима двухконтурного
реактивного двигателя;
так
как Нкрейс=
10000 м, то
;
по прототипу принимаем =0,5; тогда
;
учитывая (3.6), имеем
;
-
коэффициент, учитывающий режим работы
двигателя на крейсерском режиме полета
(продолжительная работа двигателя с
минимальный расходом топлива), можно
принять по рекомендациям [7] -
;
- аэродинамическое
качество самолета на крейсерском режиме
полёта, по прототипу или по рекомендациям
[7] можно принять -
.
Подставляя полученные величины в формулу (3.8), получаем
3.3.3 Определение стартовой тяговооруженности из условия взлёта с взлетно-посадочной полосы заданной длины
Стартовая
тяговооруженность
самолета из условия обеспечения взлёта
с взлетно-посадочной полосы заданной
длины определяется
по формуле [1]:
,
(3.11)
где
– максимальный коэффициент подъемной
силы на взлете; по прототипу или по
рекомендациям [7] можно принять
;
– длина разбега
для начального этапа проектирования;
– длина ВПП из задания;
;
- коэффициент
трения качения колес по сухому бетонному
покрытию [7];
- аэродинамическое
качество самолета при разбеге,
- выбирается либо по самолету-прототипу,
либо по рекомендациям [7].
Подставляя полученные величины в формулу (3.11), получаем
.