1.3 Разработка экспресс-методики определения взлетной тяговооруженности самолетов
Взлетная тяговооруженность пассажирских самолетов, согласно [2], определяется из трех условий полета самолета:
- отказа критического двигателя на третьем участке начального набора высоты при взлете;
- крейсерского полета;
- взлета с заданной взлетно-посадочной полосы.
Результатом является максимальное значение из трех рассчитанных:
|
|
|
Из уравнений движения самолета на режиме начального набора высоты при взлете можно определить необходимую величину тяговооруженности самолета при отказе критического двигателя:
-
(1.16)
где 
-количество
двигателей на самолете;
-угол наклона
траекториина
режиме начального набора
высоты;
-аэродинамическое
качество самолета на режиме
начального набора высоты.
Наибольшая величина
тяговооруженности, исходя из требований
Авиационных правил (АП-25), требуется на
третьем участке начального набора
высоты при взлете, поэтому в формуле
(1.16) для расчета тяговооруженности
самолета следует использовать значение
[2].
Для определения взлетной тяговооруженности самолета при отказе критического двигателя на третьем участке начального набора высоты при взлете следует учесть изменение высотно-скоростных характеристик двигателей, тогда формула (1.16) приобретает вид формулы из [2]:
-
(1.17)
где 
-учет изменения
тяги двигателей по скорости,
=1,5
[2]; изменением тяги по высоте на этом
этапе расчетов можно пренебречь.
Расчет по формуле (1.17) на начальном этапе проектирования требует задания статистического значения аэродинамического качества самолета-прототипа на режиме начального набора высоты. Поиск студентами таких данных проблематичен. Поэтому предлагается расчетный путь этой величины.
Из уравнения поляры самолета определяется величина максимального
аэродинамического качества самолета:
|
|
(1.18) |
где 
-прогнозируемое
удлинение крыла самолета;
-прогнозируемая
величина коэффициента лобового
сопротивления при нулевой подъемной
силе на крейсерской скорости и высоте
полета (на начальной итерации определения
проектных параметров можно взять в
пределах 0,02…0,025).
Величина
всегда
несколько меньше
.
По статистическим данным[2]
можно
принимать
|
|
(1.19) |
Формулы (1.17…1.19) дают возможность с меньшими поисковыми проблемами определить величину взлетной тяговооруженности самолета при отказе критического двигателя на третьем участке начального набора высоты при взлете.
Величину взлетной тяговооруженности самолета, обеспечивающую выполнение требований на крейсерском режиме полета, можно определить по формулам [2]:
|
|
(1.20) |
|
|
(1.21) |
где 
-величина крейсерского
аэродинамического качества
самолета;
- относительная
плотность воздуха на крейсерской высоте
полета;
-коэффициент,
учитывающий изменение тяги по скорости,
и
определяемый по формуле:
- крейсерское
число М полета;
-
коэффициент, учитывающий режим работы
двигателя на
крейсерском
режиме полета самолета (обычно 
=0,85…0,95).
Формула (1.20) применяется, если крейсерская высота полета меньше 11000 м, а формула (1.21) - если крейсерская высота полета равна или больше 11000 м.
Величину 
на начальной
итерации определения проектных параметров
самолета можно взять в пределах
|
|
(1.22) |
Величину взлетной тяговооруженности самолета, обеспечивающую выполнение требований по взлету с заданной взлетно-посадочной полосы или с заданной длиной разбега, можно определить по формулам [2]:
|
|
(1.23) |
|
|
(1.24) |
где 
-максимальное
значение коэффициента подъемной
аэродинамической силы самолета на взлете;
- заданная длина
разбега самолета на взлете;
- коэффициент
трения колес шасси при разбеге;
-величина
аэродинамического качества самолета
на разбеге,
принимается
равной 0,5*
(в пределах 8…10 для
дозвуковых пассажирских самолетов [2]);
- заданная длина
взлетно-посадочной полосы.
Результаты расчетов взлетной тяговооруженности магистральных пассажирских самолетов по приведенным формулам (1.16…1.24) сведем в таблицу 1.10.
В нижней последней правой ячейке таблицы 1.10 представлена точность вычислений взлетной тяговооруженности магистральных пассажирских самолетов по представленной выше методике. Она составляет около 11,5%. Анализ вышеприведенной методики показывает, что такая невысокая точность вычислений определяется, скорее всего, недостаточно точным вычислением аэродинамических характеристик самолетов на режимах разбега, начального набора высоты и крейсерского полета.
Статистических данных по аэродинамическим характеристикам самолетов в литературе мало и поэтому приходится их прогнозировать.
Принятые в методике
значения 
для
ряда самолетов оказалисьслишком
грубым приближением.Так
для самолета А-380 величина максимального
аэродинамического качества оказалась
явно заниженной.
Учитывая, что
аэродинамические характеристики
современных пассажирских самолетов
улучшились по сравнению с самолетами,
вышедшими на рейсы 20…30 лет назад,
предлагается принимать на начальном
этапе проектирования величины 
=0.018…0.02 (меньшие
значения для двухдвигательных самолетов,
большие - для четырехдвигательных), а
аэродинамическое качество на разбеге
- 0,7*
.
Результаты расчетов при этих предположениях приведены в таблице 1.11.
Предложенные допущения позволили повысить точность вычисления взлетной тяговооруженности пассажирских магистральных самолетов до 9,85%. Эту величину можно считать допустимой для расчетов начального приближения.
Вывод:
1.Расчет: Среднее квадратичное отклонение вычисления взлетной массы самолета получил 3,08%
2.Расчет Среднее квадратичное отклонение вычисления удельной стартовой нагрузки на крыло самолета получил 3,248%
3.Расчет Среднее квадратичное отклонение вычисление стартовой тяговооруженности самолета получил 4,025%
4.В результате был сделан вывод о том , что экономичность тем выше , чем больше крейсерская скорость и чем больше беспосадочная дальность полета. Проектируемый самолет обеспечивает получение меньших километровых расходов топлива и обладает большей дальностью полета по сравнению с самолетом-прототипом.