Добавил:

mihail1000 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Воронежский государственный технический университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

Учебное пособие 1684

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

30.04.2022

Размер:

1.75 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 45 / 115 6 7 8 9 10 11 > Следующая >>>

Очевидно, что начальная высота полета самолета на дальность H1 и начальный вес самолета G1 найдутся в точке пересечения этих двух графиков.

Выполнив теперь графическое интегрирование фун к- ции f / G в интервале от G2 до G1, получим значение дальности полета.

Если расчет полета са молета производился в пре д- положении постоянства веса самолета, то для о пределения веса самолета при подъеме можно воспол ьзоваться следующей формулой:

			1 t
	G	G0		CрPdt ,
	G	G0		CрPdt ,
			60 0
где t - в минутах.
Имея	барограмму	подъема		самолета H = H (t)	и	за-
висимости	Mнаб = Mнаб (H), Сp			= Сp (M, H), P = P (M, H),
легко построить зависимости				Сp = Сp (t), P = P(t)	и	гра-
фическим	интегрированием определить зависимость					G

= G (t) при подъеме самолета.

Пользуясь барограммой подъема самолета, эту зависимость легко перестроить в зависимость вида G = G (H) при подъеме самолета.

Произведя такие расчеты для ряда чисел M и построив график зависимости L = L (M), можно определить наибольшую дальность и наивыгоднейшую ск орость полета самолета, соответствующую заданному режиму р аботы двигателей.

3.3. Упрощенный метод определения дальности пол ета самолета с ТРД

При определении дальности предполагалось, что з а- даны точные зависимости тяги дв игателей от числа M, высоты полета H и оборотов турбины n в следующем виде:

P = P ( H , M , n ) .

В ряде случаев эту	зависимость можно представить пр и-
ближенно в следующем виде:
P =	( H )	( M , n ) .

Расчет дальности в этом случае значительно упрощ ается. Рассмотрим приближенное решение задачи об о пре-

делении дальности полета при заданном	числе M полета
в заданном режиме работы двигателя.
Предположим, что полет происходит	на высотах	H
11 км.

Вэтом случае приближенно уравнение для тяги

двигателя можно		представить в виде:
	P	9,43P M , H 0 ( n )	( M ) ,
где	P M , H = 0 (n) - стендовая тяга		двигателей при з адан-
ных	оборотах, - плотность воздуха,

(M) =1- 0,605M + 0,73 M2 .

Условие равенства потребной и располагаемой тяг имеет в этом случае вид:

2M2

9,43 P M,H = 0 ( n )

( M )

CxS

Откуда

следует, что

18,86 P M,H = 0 ( n )

( M )

Sa2

Так как

интервале

высот

11 25 км

a = const, а числа

M = const

и n = const

по условию,

то потребное значение

коэффициента лобового сопротивления самолета в этом интервале высот будет постоянным. Следов ательно, в этом диапазоне высот постоянным будет п отребное зна-

чение коэффициента подъемной силы Сy			и	качество		са-
молета K. Кроме этого для высот H			11	км	удельный
расход	топлива	Сp является функцией M и		n,	т.е.	Сp
= Сp (M, n), и		следовательно, удельный	расход топлива
будет постоянным в течение полета.
В	этом случае формула для определения				дальн ости
полета	принимает вид:

		L 3,6		aKM	ln	G1		.
		L 3,6		Cp	ln	G2		.
				Cp		G2
Из	условия равенства			подъемной					силы	и веса сл е-
дует, что давление		воздуха		на	высоте				полета равно:
		Pн		G			.


			0,7M2SCy
Из	последнего	равенства видно, что в								рассматр ивае-

мом случае по мере выгорания топлива высота п олета будет увеличиваться.

Из полученной формулы следует, что наибольшая дальность полета достигается при таком установивше мся движении самолета, которому соотв етствует максимум выражения (KM / Cp).

Если пренебречь зависимостью удельного расхода топлива от режима работы двигателя, то наибольшая дальность полета самолета будет достигнута при таком числе M полета, которому соответствует максимум в ы-

ражения (Kmax M / Cp).
Построив график	зависимости ( Kmax M / Cp)		от числа
M, легко определить	максимальное	значение	в еличины
Kmax M / Cp, соответствующее этому		значению	наивыго д-

нейшее число M полета и наибольшую дальность полета. Далее определяется соответствующее ма ксимальному

качеству	значение P M , H = 0	(n) и потребные обороты
двигателя	n определяются по	дроссельной характеристи-

ке двигателей. Далее вычисляется п отребное давление на высоте полета и сама высота п олета.

3.4. Определение дальности полета самолета с винтовыми двигателями

Часовой расход топлива самолета с винтовыми дв и- гателями равен:

qr = Се N ,

где Се - удельный расход топлива, представляющий с обой расход топлива в час на 1 л.с. мощности; N - мощность двигателей в л.с.

Соответственно километровый расход топлива с амолета равен

qкм

CеN

3,6V

Мощностью, создаваемой

непосредственно

газовой

струей, будем пренебрегать.

В этом случае условие равенства потребной и ра с-

полагаемой мощностей можно записать в виде:

CxS

75N ,

где N -

суммарная

мощность двигателей

в л. с.;

- к. п. д. винтов.

Из

последнего

равенства

следует,

что

суммарная

мощность на валу винтов равна:

75K

Используя выше приведенные соотношения, пол учим следующую формулу для определения дальности полета самолета с винтовыми двигателями

270

Cе

В первом приближении будем предполагать, что ст е-

пень

дросселирования

двигателей

не

влияет на к. п. д.

винтов и на удельный расход топлива, т.е.

будем

сч и-

тать, что

и Cе = Се

(V, H).

В этом случае задача 1,

т. е. задача об

определ ении

дальности

полета

самолета

с винтовыми двигат елями

при

определенном

запасе топлива

при

условии,

что

полет выполняется на заданной высоте и с зада нной скоростью, может быть решена графо - аналитическим методом по следующей схеме, подобной схеме для сл учая самолета с ТРД.

Задаются рядом весов самолета G в интервале

G1. Для каждого заданного веса самолета из у словия равенства подъемной силы и веса определяют потребное для выполнения горизонтального установившегося полета значение коэффициента подъемной силы Cy по формуле

2G Cy S V2 .

Для всех полученных значений Cy по поляре самолета определяют соответствующие значения коэффициента л о- бового сопротивления Cx и вычисляют качество самолета

KCy .

По графикам

Cе

= Се (V, H)

определяют

зна-

чения к. п. д. винта

удельного

расхода

топлива

Се .

Далее вычисляют потребное значение мощности на

валу винтов и

по

графикам

N = N (n)

определяют

по-

требные обороты двигателей.

Далее для всех значений веса самолета вычисляют

значение

270

СеG

и строят зависимость

f = f (G),

графическое интегрирова-

ние которой в пределах от G2

до G1

дает значение

дальности полета.

Выполнив такие расчеты для ряда скоростей и п о-

строив график

зависимости

L = L (V), можно определить

максимальную дальность полета на заданной в ысоте и соответствующую ей наивыгоднейшую скорость полета.

Аналогично может быть решена для самолетов с винтовыми двигателями и задача 2.

Если полет происходит на высотах H 11 км, то решение задачи 2 можно упростить.

При полетах на высотах H 11 км мощность на валу двигателей можно приближенно представить сл е- дующим образом:

			N	N11		,
					11

где N11 -	мощность		на валу на высоте H = 11 км.
Используя последнее				равенство получим, что
			Cx	1200	N11		.
					SV2

Рассматривая		полученное			соотношение в прилож ении
к задаче	2, т. е.	к	задаче	об	определении дальн ости по-

лета самолета с винтовыми двигателями при з аданном

запасе топлива, заданной скорости полета						и	заданном
режиме работы двигателей, получаем, что					в	этом		случае
Cx	есть величина постоянная в течении полета.
	Следовательно, постоянным в течение времени							б удет
Cy	и качество самолета К.
	Так как при полете на высотах H				11	км	удельный
расход топлива			Cе = Се (M, H), то	в	течение			полета
удельный		расход	топлива также будет	постоянным.
	Таким	образом, в предположении,		что			(V , инте-

грал вычисляется аналитически и выражение для дальн о-

сти полета принимает вид:
L	270	K	ln	G1	.

		Се		G2
Последовательность расчета		в	этом случае такая же как
и для случая самолета	с ТРД.

3.5. Влияние ветра на дальность полета самолетов

Для расчета дальности полета при наличии ветра вводят понятия технической и путевой скорости.

Технической или истинной скоростью V называется

скорость	полета	самолета относительно воздушной ср е-
ды, которая сама		может	перемещаться. Эта скорость з а-
висит от	высоты	полета	H, веса самолета G и заданного

значения коэффициента	подъемной силы Cy и не	зависит
от ветра.
Путевой скоростью	Vз е м называется скорость	полета

самолета относительно земли. Эта скорость зависит от ветра. В общем случае путевая и истинная скорости св я- заны зависимостью (рис. 3.1)

		Vз е м = V cos + W cosж ,
где	-	угол сноса самолета;
	ж - угол между направлением ветра и направлен ием
	пути;
	W -	скорость ветра.

Рис. 3.1

В приближенных расчетах более удобно оперир овать

сэквивалентным ветром.

Вэтом случае

Vз е м = V + Wэкв ,

где Wэкв - скорость эквивалентного ветра. Из приведенных равенств следует, что

Wэкв = Vз е м - V = W cos - V ( 1 - cos ).

При наличии вести, исходя из топлива, равного

qкм зем

ветра расчет дальности полета нужно действительного километрового расх ода

qr	qr	V	qкм	V	.
V	V V		qкм	V W	.
зем		зем		экв

Из выше приведенных соотношений следует, что дальность полета при наличии ветра равна:

Lв	V Wэкв	L ,

	V
где L - дальность полета	при отсутствии ветра.

Из последнего равенства видно, что при полете с попутным ветром дальность полета увеличивается, а при полете со встречным - уменьшается. В силу этого на первый взгляд может показаться, что радиус дейс твия самолета в поле постоянного ветра не зависит от ветра. В действительности же радиус действия самол ета даже в поле постоянного ветра меньше, чем в сп окойной атмо-

сфере.

В самом деле, если при

полете

в прямом

напра вле-

нии

Vзем 1 = V + Wэкв

qкм зем1

qкм

зем1

экв

то при

полете

в обратном направлении

Vзем 2 = V - Wэкв

qкм зем2

qкм

зем2

экв

Общий

расход

топлива равен

Gт = q км зем 1 R + q км зем 2 R = q км ср 2R .

Средний километровый расход определяется

как

qкм ср

qкм зем 1

qкм зем 2

или

qкм ср

qкм .

экв

С учетом последнего со отношения получим, что радиус

действия

самолета

равен

экв

R .

Так как

экв

< 1, то

Rв < R.

Полученный результат объясняется тем, что время полета при попутном ветре меньше времени полета при встречном ветре. Поэтому перерасход топлива при п олете со встречным ветром не полностью компенсируется экономией топлива при полете с попутным ве тром.

Полученные результаты остаются в силе и в том случае, когда полет самолета происход ит в одном направлении в поле ветра переменного направления.

4. Взлетные и посадочные характеристики самолетов

4.1. Определение длины разбега самолета

Взлетная дистанция самолета складывается из дл ины

разбега	самолета и из	длины	участка, на		котором сам о-
лет, оторвавшись от взлетной			полосы,	совершает подъем
на безопасную высоту с одновременным разг оном.
По нормам международной организации гражда нской
авиации	(IСАО) безопасной высотой при взлете пасс а-
жирских самолетов считается высота, равная 10,5 м.
Рассмотрим расчет этих участков. На участке ра збега
самолет	перемещается	по аэродрому		со	скор остью, по-

степенно возрастающей от V = 0 до V = Vотр . В начале разбега самолет движется по земле на трех точках: на главных колесах и на вспомогательном (переднем или заднем). Но уже при небольшой скор ости вспомогатель-

ное колесо отделяется от взлетной				полосы, и		дальне й-
ший разбег осуществляется на осно вных					колесах. Поэто-
му при	расчете можно считать, что			разбег осущест вляет-
ся на основных колесах.
При	разбеге на	самолет	действуют следующие с илы
(рис.4.1): сила тяги P, вес G, подъемная сила Y, лобовое
сопротивление Q, сила трения колес о повер хность
взлетной полосы F, сила нормального давления N.
Пренебрегая небольшим углом (					), получим сле-
дующие	уравнения	движения	самолета		при	разбеге в
скоростной системе		координат:

mV P Q F,

G - Y = N .

Рис. 4.1

Как

известно, сила

трения F

равна

F =

N ,

где

коэффициент силы

трения.

Из

трех выше

приведенных

уравнений получим

S V2

Cx fCy .

Из последнего равенства следует, что при прочих ра вных

условиях длина	разбега будет наименьшей, если разность
(Сx - Cy), будет	минимальна.
Угол атаки, обеспечивающий минимальное значение
разности (Сx -	Cy), можно найти	следующим образом.
На поляру самолета для взлетной конфигурации н а-
носится семейство пря мых (Сx -		Cy) = const. Точке ка-
сания прямой этого семейства с		полярой и соотве тству-
ет наивыгоднейший угол атаки при разбеге.
Наивыгоднейший угол атаки		при разбеге получае тся

обычно небольшим, поэтому для уменьшения скор ости

отрыва	угол	атаки перед самым отрывом увелич ивают
до предельно		возможного.
Из	уравнения движения		(Y = G) следует,	что	ско-
рость	отрыва	самолета может	быть определена	по	фо р-
муле

<<< < Предыдущая 1 2 3 45 / 115 6 7 8 9 10 11 > Следующая >>>

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

#
30.04.2022310.11 Кб2Учебное пособие 168.pdf
#
30.04.20221.74 Mб6Учебное пособие 1680.pdf
#
30.04.20221.74 Mб2Учебное пособие 1681.pdf
#
30.04.20221.74 Mб4Учебное пособие 1682.pdf
#
30.04.20221.75 Mб3Учебное пособие 1683.pdf
#
30.04.20221.75 Mб38Учебное пособие 1684.pdf
#
30.04.20221.76 Mб3Учебное пособие 1685.pdf
#
30.04.20221.76 Mб4Учебное пособие 1686.pdf
#
30.04.20221.76 Mб3Учебное пособие 1687.pdf
#
30.04.20221.76 Mб3Учебное пособие 1688.pdf
#
30.04.20221.76 Mб2Учебное пособие 1689.pdf