3.3.4 Определение стартовой тяговооруженности для полета на максимальной скорости

Стартовая тяговооруженность самолета из условия обеспечения полета на максимальной скорости определяется по формуле [7]:

, (3.12)

где - коэффициент лобового сопротивления при полете на максимальной скорости при , по прототипу или по рекомендациям [7] можно принять (Н=8000 м и V_max=2600 км/ч);

;

;

;

, так как Н <11 км;

- коэффициент, учитывающий режим работы двигателя на максимальном форсажном режиме, можно принять по рекомендациям [7] - ; принимаем .

Подставляя полученные величины в формулу (3.12), получаем

3.3.5 Определение стартовой тяговооруженности для маневренного полета с максимальной эксплуатационной перегрузкой

Стартовая тяговооруженность самолета из условия обеспечения маневренного полета с максимальной эксплуатационной перегрузкой определяется по формуле [7]:

, (3.13)

где - максимальное аэродинамическое качество самолета при маневре с максимальной эксплуатационной перегрузкой, выбирается либо по самолету-прототипу, либо по рекомендациям [7] -

при М=0.4 и на высоте 1000 м;

;

на форсажном режиме работы двигателя;

Подставляя полученные величины в формулу (3.13), получаем

.

В результате расчетов получили пять значений стартовой тяговооруженности:

.

Выбираем из всех значений максимальное значение стартовой тяговооруженности, так как только оно обеспечит выполнение всех заданных режимов полета:

. Находим суммарную тягу всех двигателей из выражения: . даН.

Стартовая тяга одного двигателя

даН.

Эта тяга будет на форсажном режиме работы двигателя, так как взлетать целесообразно на форсаже при полученных значениях стартовой тяговооруженности.

Определив тягу двигателя, можно по источникам информации [1111] выбрать конкретный двигатель для проектируемого самолета с тягой, равной или чуть больше полученной величины. Пусть существующий двигатель из справочника имеет максимальную тягу на форсажном режиме Рф_1дв=9870 даН и максимальную тягу на бесфорсажном режиме – Рбф_1дв=6600 даН и по остальным характеристикам подходит для проектируемого самолета. Тогда стартовая тяговооруженность проектируемого самолета с выбранным двигателем будет - с форсажем и - без форсажа.

Двигатель в данном пособии специально выбран гипотетический, только для иллюстрации процесса выбора.

3.4 Определение взлетной массы самолёта во втором приближении

Определение взлетной массы самолёта во втором приближении отличается от определения взлетной массы самолёта в первом приближении уточнением величин, стоящих в знаменателе выражения (3.2). Относительную массу оборудования и управления во втором приближении можно не уточнять.

3.4.1 Уточнение относительной массы топлива

Относительная масса топлива самолета состоит из следующих составляющих:

, (3.14)

где – относительная масса топлива на набор высоты;

– относительная масса топлива на крейсерский режим полёта;

– относительная масса топлива на снижение и посадку;

– относительная масса аэронавигационного запаса топлива.

По формуле из работы [9] имеем:

, (3.15) где - удельный расход топлива двигателями, выбранными для проектируемого самолета (см. раздел 3.3), на крейсерском режиме полета; из источников информации [ ??? ] для выбранного двигателя.

Если набор крейсерской высоты осуществляется на бесфорсажном режиме, то в формуле (3.15) стартовая тяговооруженность должна определяться по максимальной бесфорсажной тяге.

.

По формуле из работы [9] определяем следующие слагаемые формулы (3.14):

,(3.16)

где - в степени числа е стоят величины удельного расхода топлива, дальности, аэродинамического качества и скорости, соответствующие крейсерскому режиму полета; на начальном этапе проектирования можно принимать L_крейс=(0,9…0,95)*L, где L из задания;

– статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топливо на снижение и посадку; при расчетной дальности полета менее 3500 км можно принимать .

Уточненное значение относительной массы топлива будет

.