3.1.2 Расчет посадочной дистанции

Согласно АП-25 и ФАР-25 длина посадочной дистанции состоит из длины участка планирования, который начинается на высоте 15.3м и длины участка пробега до полной остановки самолета. Высота Нпл=15.3м достигается над торцом ВПП (а не КПБ, как в случае взлета). См. рис.15.

(Расчетная формула)

Lпос.расч=Lплан+Lпроб (3.16)

Расчет планирования

Планирование самолета включает в себя собственно участок планирования, на котором самолет снижается по посадочной глиссаде, участка выравнивания, на котором угол планирования уменьшается до 0^о и участка выдерживания, на котором скорость уменьшается до посадочной. Современные методы выполнения посадки позволяют обходиться без участка выдерживания. В рассматриваемой далее упрощенной постановке задачи мы не будем также учитывать участок выравнивания.

Длину участка планирования определим при условии постоянства скорости и прямолинейности траектории на этом участке. Lплан определим из решения прямоугольного треугольника, у которого один катет равен начальной высоте Н_план=15.3м, а другой длине участка планирования, гипотенуза треугольника соответствует траектории планирования. Угол наклона траектории нормируется и составляет θ_план=3^о, что соответствует величине tgθ_план=0.05(рис.15)

(Расчетная формула)

L_план= Н_план/tg_план (3.16)

Расчет пробега

Длина участка пробега рассчитывается так же как и дистанция аварийного торможения по формуле аналогичной формуле 3.9

Длина участка пробега (торможения) вычисляется по формуле:

(Расчетная формула)

L_проб= V²_пос / f_торм (3.17)

Потребная посадочная дистанция согласно АП-25 вычисляется с учетом необходимых запасов по следующей формуле:

L_{пос. потр}=1.67L_{пос расч} (3.18)

2. Согласование аэродинамических характеристик планера самолета с характеристиками двигателей на крейсерском режиме полета.

В данном разделе проекта проверяется правильность выбора размеров (тяги) двигателя, с точки зрения обеспечения оптимальных крейсерских режимов полета самолета с заданными аэродинамическими характеристиками. Одновременно определяется величина Су кр, обеспечивающая наибольшую дальность крейсерского полета, а также высота крейсерского полета.

Управление режимом работы двигателей в основном осуществляется ручкой управления двигателем (РУД). При переднем положении РУДа тяга R и расход топлива q двигателем максимальные. При отведении РУДа назад отверстия пропускающие топливо в двигатель уменьшаются (дросселируются), при этом подача топлива и тяга двигателя уменьшаются. Зависимость расхода топлива от тяги двигателя при перемещении РУДа из одного крайнего положения в другое называется дроссельной характеристикой двигателя. Для каждого режима полета (Н,М) имеется своя дроссельная характеристика. Одна из основных характеристик двигателя –часовой расход топлива q_час. Если отнести часовой расход топлива к величине тяги двигателя на этом режиме полета, то получится так называемый удельный расход топлива, который обозначается С_R, Cр или Се. Размерность этой величины

кг. топлива /(кг. тяги *час). Дроссельная характеристика двигателя обычно строится в координатах С_R=f(R). Дроссельная характеристика используемого в курсовом проекте двигателя на крейсерском режиме полета приведена в техническом задании. (см. также пример на рис.20). Крайняя правая точка дроссельной характеристики двигателя («номинал») соответствует максимальной тяге двигателя при данных условиях (Н,М) полета. Режим работы двигателя (Т^о) при этом очень напряженный и двигатель на этом режиме долго работать не может. Заданный ресурс двигателя обеспечивается при тяге на ~5-10% меньше. Этот режим работы двигателя называется «максимальным крейсерским» и ему соответствует максимально допустимая тяга для крейсерского полета. Крайняя левая точка дроссельной характеристики соответствует пределу устойчивой работы двигателя и называется «малый газ». На «малом газе» тяга двигателя для данного режима полета минимально возможная. «Малый газ» используется при снижении самолета и при ожидании взлета.

Дроссельные характеристики двигателей приводятся его разработчиками в техническом описании двигателя. В большинстве случаев, если это специально не оговорено, характеристики соответствуют стендовым испытаниям изолированного двигателя. При установке двигателя в мотогондолу на самолет его характеристики меняются. В полете часть воздуха из двигателя отводится в систему кондиционирования, а часть мощности используется для силовых приводов в системе управления самолетом. Все это приводит к падению тяги двигателя R по сравнению со стендовой на 5-12%. А так как подача топлива q_час в двигатель при этом, в первом приближении не изменяется, то удельный расход топлива С_R=q_час/R, увеличивается в соответствующей пропорции. Дроссельная характеристика при этом смещается вверх и влево. Характеристики двигателя установленного на самолет называются «эффективными». Указанные факторы обязательно нужно учитывать при проектировании самолета.

В том случае, если в крейсерском полете максимальное аэродинамическое качество Кмах обеспечивается при тяге двигателя близкой к тяге на максимальном крейсерском режиме его работы, то можно сказать, что возможности двигателя используются полностью и размеры двигателя, с точки зрения крейсерского полета, выбраны правильно. Если для полета на Кмах требуется тяга больше максимально крейсерской, то нужен двигатель увеличенных размеров и тяги. Соответственно, если Кмах обеспечивается при тяге значительно меньше максимальной крейсерской, то двигатель переразмерен.

Методика расчетов в курсовом проекте может быть следующей.

1. Перестраивается крейсерская дроссельная характеристика. Как правило, используется дроссельная характеристика для высоты Н=11км, то есть «вблизи» высоты, на которой летает большинство магистральных пассажирских самолетов. Тяга двигателя R в каждой точке дроссельной характеристики делится на скоростной напор и площадь крыла самолета. Тяга двигателей на высотах Н≥11км изменяется пропорционально скоростному напору q, а удельный расход топлива С_R остается постоянным. Поэтому дроссельная характеристика двигателя в координатах С_R – R/qS становится универсальной, то есть одной и той же для всех высот полета Н ≥11км. Если высота полета несколько меньше 11км (9-10км), то при этом практически также можно использовать ту же перестроенную дроссельную характеристику.

Таким образом, на всем протяжении крейсерского полета можно пользоваться одной и той же перестроенной дроссельной характеристикой. При перестроении необходимо увеличивать значения тяг R в n раз, где n – количество двигателей на самолете. Величина n R/qS является безразмерной ее можно соизмерять с коэффициентом Сх= Х/ qS на поляре самолета. При этом мы фактически сравниваем сопротивление самолета с тягой двигателей.

2. При одной и той же оси абсцисс на которой отложены значения Сх= Х/ qS и n х R/qS строим совмещенные графики крейсерской поляры и перестроенной дроссельной характеристики (рис.21). Далее вводим еще одну ось ординат в размерности К/С_R и на том же графике с общей осью абсцисс строим зависимость Ккр/С_R (рис.21). То есть, берем некоторое значение n R/qS и снимаем с дроссельной характеристики соответствующее значение С_R. Затем при том же значении оси абсцисс находим Су и Сх на поляре и Ккр=Су/Сх. Взяв отношение Ккр/ С_R получаем точку для третьего графика.(Рис.21).

Максимальное значение Ккр/ С_R обеспечивает в соответствие с формулой Бреге L=(Vкр х Ккр/СR ) х ln Go/Gпос наибольшую дальность полета при заданной скорости (числе М). Положение точки на дроссельной характеристике, обеспечивающей мах{ Ккр/СR} позволяет сделать выводы о рациональности выбранной размерности двигателей. Если выполнить проделанные вычисления для разных чисел М (при наличии набора соответствующих поляр и дроссельных характеристик) и сравнить полученные значения М х Ккр/СR можно определить оптимальное значение Мкр.

Используя величину Су кр, обеспечивающую мах{ Ккр/СR} можно определить начальную высоту крейсерского полета.

Запишем уравнение равенства веса самолета и подъемной силы в начале крейсерского полета:

0.97Gо=Су кр(½ ρV²)Sкр; (3.19)

В этой формуле коэффициент 0.97 учитывает уменьшение веса самолета в процессе набора высоты (статистическая величина)

V=295хМкр, где 295м/сек скорость звука на высоте 11 км

Определив из (3.19) плотность воздуха ρ, по таблицам находим высоту в начале крейсерского полета.

Подставив в (3.19) значение веса самолета в конце крейсерского полета примерно равное ~1.07(Go-Gтоп) можно определить конечную высоту крейсерского полета

Расчет прямых эксплуатационных расходов (ПЭР) по алгоритму, приближенно соответствующему методике АЕА (Ассоциации Европейских Авиакомпаний)

Общепринятым критерием сравнения пассажирских самолетов являются прямые эксплуатационные расходы (ПЭР):

А – прямые эксплуатационные расходы [долл/рейс.ч]

Чаще всего этот показатель относят к единице транспортной работы:

а =	А ·100	[цент/пасс-км]
	П

где: П - транспортная производительность самолета [пасс-км/рейс.ч]:

П = К_кз · N_пасс · V_рейс

К_кз – коэффициент коммерческой загрузки,

N_пасс – пассажировместимость самолета,

V_рейс – рейсовая скорость [км/рейс.ч]:

Vрейс=	L
	tрейс

L – дальность полета [км],

t_рейс – рейсовое время [рейс.ч]:

t_рейс = t_пол + t_наз.оп.

t_пол – время полета (от начала разбега при взлете до конца пробега после посадки) [ч],

t_наз.оп. – время на наземные операции при выполнении рейса (выруливание на ВПП перед взлетом и сруливание после посадки самолета) [ч],

tпол =	L	+ tвзл/пос
	Vкрейс

V_крейс – крейсерская скорость [км/ч],

t_{взл/пос} – "потерянное" время, связанное с наличием участков взлета – набора высоты и снижения – пробега.

Согласно методике АЕА, расчет ПЭР следует проводить по статьям:

	Амортизация самолета (планера с бортовым оборудованием и двигателей).
	Выплата процентов по кредитам.
	Страхование самолета.
	Расходы на экипаж.
	Сборы за навигационное обеспечение и аэропортовые сборы, в т.ч.:
	а)	навигационные сборы,
	б)	сборы за посадку,
	в)	сборы за наземное обслуживание.
	Расходы на топливо.
	Расходы на техобслуживание, в т.ч.:
	а)	затраты на рабочую силу и материалы при обслуживании планера и бортового оборудования,
	б)	затраты на рабочую силу и материалы при обслуживании двигателей.

Для учебных целей допустимо проведение расчета этих статей по приближенным формулам, являющимися упрощенным отражением зависимостей методики АЕА: