4.Определение основных летно-технических характеристик самолета.

Этап «Взлет».

Для этапа «Взлет» определяются следующие характеристики самолета:

1.Скорость отрыва:

где:

- тяговооруженность на взлете;

- нагрузка на крыло;

- коэффициент подъемной силы при отрыве (по прототипу);

2. Длина разбега:

где:

- тяговооруженность на взлете;

- коэффициент трения при разбеге;

- аэродинамическое качество при отрыве;

2. Длина взлетной дистанции:

где:

- аэродинамическое качество при отрыве;

- тяговооруженность на взлете;

Определяем потребную для взлета длину ВПП:

1. Этап «Набор высоты»

Для этапа «набор высоты» определяются следующие характеристики:

1. Расход топлива на набор заданной высоты и скорости горизонтального полета:

где:

- заданная высота полета;

- заданная скорость;

- удельный расход топлива в горизонтальном полете;

- взлетный вес;

- тяговооруженность на взлете;

- аэродинамическое качество самолета в горизонтальном полете (по прототипу);

2. Вес самолета в начале горизонтального полета:

3. Расчет потребных тяг для горизонтального полета для различных высот и скоростей полета.

Методы аэродинамического расчета, т.е. расчета летных характеристик самолета в установившемся движении удобно строить на сравнении значений параметров, потребных для выполнения заданного режима, с их располагаемыми (предельными) значениями. Метод, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг, является основным методом аэродинамического расчета. Этот метод называется методом тяг Жуковского.

Потребная тяга для установившегося горизонтального полета равна:

и не должна превышать располагаемой.

Для нахождения необходимо найти для выбранных значений высот и скоростей полета:

Результаты расчета заносим в таблицу 4.1

Таблица 4.1

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	6,74	1,66	0,74	0,42	0,27	0,22	0,18
1000	7,37	1,82	0,81	0,46	0,29	0,24	0,20
2000	8,18	2,05	0,90	0,51	0,32	0,27	0,23
3000	9,05	2,24	1,00	0,56	0,35	0,30	0,25
4000	10,06	2,49	1,11	0,62	0,39	0,33	0,28
5000	11,13	2,75	1,23	0,69	0,43	0,37	0,31
6000	12,54	3,10	1,37	0,77	0,49	0,41	0,34
7000	13,96	3,38	1,51	0,84	0,54	0,46	0,38
8000	15,52	3,88	1,72	0,97	0,62	0,52	0,43

Расчет коэффициента лобового сопротивления:

Где:

Результаты расчета сводим в таблицу 4.2

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	1,79	0,131	0,044	0,030	0,026	0,025	0,0243
1000	2,13	0,152	0,049	0,031	0,026	0,025	0,0246
2000	2,62	0,186	0,055	0,033	0,027	0,026	0,0250
3000	3,21	0,217	0,062	0,035	0,028	0,026	0,0254
4000	3,95	0,263	0,071	0,038	0,029	0,027	0,0260
5000	4,84	0,317	0,082	0,041	0,030	0,028	0,0266
6000	6,13	0,396	0,096	0,046	0,033	0,030	0,0276
7000	7,60	0,466	0,111	0,051	0,034	0,031	0,0285
8000	9,38	0,608	0,139	0,060	0,038	0,033	0,0302

Расчёт потребной тяги для установившегося полёта:

[Дан]

Результаты расчёта заносим в таблицу 4.3.

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	3912	1158	882	1054	1386	1653	1940
1000	4258	1226	881	1003	1325	1528	1788
2000	4730	1338	893	958	1232	1406	1633
3000	5209	1429	909	924	1147	1300	1502
4000	5779	1556	938	899	1076	1209	1382
5000	6366	1688	973	881	1017	1128	1277
6000	7186	1878	1030	878	966	1056	1181
7000	7932	2011	1075	875	926	991	1106
8000	8781	2276	1167	892	889	938	1018

Таблица 4.3.

Высотно-скоростные характеристики двигателя. Располагаемая тяга [Дан].

Результаты заносим в таблицу 4.4.

Таблица 4.4.

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	3477	3173	2895	2641	2432	2330	2227
1000	3196	2945	2698	2470	2261	2166	2071
2000	2945	2728	2489	2280	2090	2005	1919
3000	2679	2489	2280	2090	1919	1853	1786
4000	2413	2242	2071	1900	1748	1691	1634
5000	2128	2014	1862	1710	1596	1548	1501
6000	1900	1786	1653	1539	1444	1397	1349
7000	1615	1535	1444	1360	1260	1225	1190
8000	1349	1292	1223	1170	1109	1086	1064

Строим график ирис. 1 и рис. 2.

Определяем ипо графику потребных и располагаемых тяг.

Определение области располагаемых скоростей и высот полёта.

4.2.4. Определение вертикальной составляющей скорости полёта самолёта без учёта кинетической энергии при наборе высоты: ;

Результаты вычислений заносим в таблицу 4.5.

Таблица 4.5.

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	-	7,47	11,17	11,77	9,52	6,87	3,19
1000	-	6,38	10,09	10,88	8,67	6,47	3,15
2000	-	5,13	8,87	9,78	7,95	6,07	3,17
3000	-	3,93	7,62	8,66	7,15	5,61	3,16
4000	-	2,55	6,29	7,43	6,22	4,90	2,80
5000	-	1,21	4,93	6,14	5,37	4,26	2,49
6000	-	-	3,47	4,89	4,43	3,47	1,87
7000	-	-	2,06	3,62	3,12	2,37	0,94
8000	-	-	0,31	2,06	2,04	1,50	0,51

Строим график изменения по высоте и скорости полёта рис. 3.

4.2.5. По графику рис. 3 для каждой высоты полёта определяются. Значения заносим в таблицу 4.6.

Таблица 4.6.

H (м)	0	1000	2000	3000	4000	5000	6000	7000	8000
(м/c)	11,9	11	9,8	8,7	7,5	6,2	5	3,7	2,3

4.2.6. Строим график рис. 4. На нём отмечаем значения теоретического и практического потолков полёта самолёта.

Определяем величины и.

Результаты вычислений заносим в таблицы 4.6. и 4.7.

Таблица 4.6.

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	-	0,134	0,090	0,085	0,105	0,146	0,313
1000	-	0,157	0,099	0,092	0,115	0,155	0,317
2000	-	0,195	0,113	0,102	0,126	0,165	0,315
3000	-	0,254	0,131	0,115	0,140	0,178	0,316
4000	-	0,392	0,159	0,135	0,161	0,204	0,357
5000	-	0,826	0,203	0,163	0,186	0,235	0,402
6000	-	-	0,288	0,204	0,226	0,288	0,535
7000	-	-	0,485	0,276	0,321	0,422	1,064
8000	-	-	3,226	0,485	0,490	0,667	1,961

Таблица 4.7.

	100	200	300	400	500	550	600
0	38,7	156,9	351,6	627,6	944,9	1174,8	1412,2
1000	1038,8	1157,1	1352,1	1628,5	1979,6	2173,9	2414,1
2000	2038,9	2155,5	2352,6	2625,6	2981,0	3173,1	3410,4
3000	3038,9	3157,3	3352,5	3629,1	3980,7	4175,4	4415,5
4000	4038,8	4157,1	4352,2	4628,5	4979,8	5176,9	5414,2
5000	5038,7	5156,8	5351,4	5627,2	5982,2	6177,0	6411,1
6000	6038,7	6156,5	6353,4	6625,8	6980,1	7177,1	7413,5
7000	7038,5	7159,4	7357,3	7637,5	7993,9	8174,9	8434,4
8000	8039,2	8156,9	8352,9	8627,4	8980,4	9176,7	9411,7

Для получения оптимальной программы набора высоты по критерию min времени строится график рис. 5, проводится огибающая всех кривых, отмечаются начальнаяи конечная.

Для нахождения времени набора высоты проводится интегрирование:

.

4.2.7. Выбор расчётных условий.

На высотах ниже крейсерской, скорости полёта ограничиваются по скоростному напору кг/м².

По нормам НЛГС-3, АП-23 задаются значения: км/ч;

Определение времени набора высоты крейсерского полёта H = 8000 м.

По графику методом трапеций находится время набора высоты от 0 до 8000 м.

1. До высоты H = 1000 м:

c.

c = 1,61 мин.

c.

2. До высоты H = 2000 м:

c.

c = 3,13 мин.

3. До высоты H = 3000 м:

c.

c = 4,8 мин.

4. До высоты H = 4000 м:

c.

c =6,8 мин.

5. До высоты H = 5000 м:

c.

c = 9,14 мин.

6. До высоты H = 6000 м:

c.

c = 13,9 мин.

7. До высоты H = 7000 м:

c.

c = 17,8 мин.

8. До высоты H = 8000 м:

c = 24,7 мин.

Строится график рис. 6.

Определение дальности набора соответствующих высот.

Длину установившегося набора высоты можно определить приближённо, если известна скорость набора высоты:

км.

4.3. Этап “Горизонтальный полёт”.

Для этапа “Горизонтальный полёт” определяются следующие характеристики:

4.3.1. Зависимость потребных для горизонтального полёта коэффициентов подъёмной силы от скорости полёта рис. 7. На графике указываются ограничения по . Значенияуказаны в таблице 4.1.

4.3.2. Область возможных полётов рис. 8.

4.3.3. Дальность горизонтального полёта на крейсерской высоте.

а) При заданной целевой нагрузке и расчётном запасе топлива:

км.

где: K = 16 - аэродинамическое качество самолёта в крейсерском полёте.

V = 550 км/ч - крейсерская скорость полёта.

- удельный расход топлива в крейсерском полёте.

=14967 кг - масса самолёта в начале горизонтального полёта.

кг – масса самолёта в конце горизонтального полёта.

кг – масса топлива, расходуемая при снижении и посадке (с учётом полёта по кругу в районе аэродрома).

кг – аэронавигационный запас топлива.

кг – запас топлива для маневрирования по аэродрому.

кг - масса топлива, расходуемая на участке крейсерского полёта.

б) С максимальным запасом топлива без целевой нагрузки:

км.

где: K = 16 - аэродинамическое качество самолёта в крейсерском полёте.

V = 550 км/ч - крейсерская скорость полёта.

- удельный расход топлива в крейсерском полёте.

=12328 кг - масса самолёта в начале горизонтального полёта. кг – масса самолёта в конце горизонтального полёта.

кг - масса топлива, расходуемая при снижении и посадке (с учётом полёта по кругу в районе аэродрома).

кг – аэронавигационный запас топлива.

кг – запас топлива для маневрирования по аэродрому.

кг - масса топлива, расходуемая на участке крейсерского полёта.

кг;

в Дальность снижения самолёта с заданной высоты ()

км.

где: = 16 - максимальное аэродинамическое качество.

= 550 км/ч = 152,7 м/с – скорость в начале планирования.

км/ч = 52,5 м/с – скорость в конце планирования.

км – высота начала планирования.

км – высота конца планирования.

Полная дальность полёта (профиль полёта) – на рисунке 9.

4.4. Этап “Посадка”.

Для этапа посадка определяются следующие характеристики:

4.4.1. Вес самолёта при посадке: кг.

4.4.2. Посадочная скорость для этого веса: км/ч.

где: - коэффициент аэродинамической подъёмной силы при посадке.

S = 46,8 м² - площадь крыла.

4.4.3. Длина пробега: м.

где: = 135 км/ч = 37,5 м/с – скорость при посадке.

- коэффициент трения колёс шасси при пробеге.

= 4 - аэродинамическое качество при посадке (по прототипу).

4.4.4. Посадочная дистанция (условно определяется от H = 15 м):

м.

где: м.

м/с. – скорость захода на посадку.

= 4 - аэродинамическое качество при посадке (по прототипу).

= 135 км/ч = 37,5 м/с – скорость при посадке.

4.4.5. Потребная для посадки длина ВПП: м.

Для данного самолёта длина ВПП составляет 1118 м. Проектируемый самолёт удовлетворяет заданным ЛТХ. Он может эксплуатироваться на аэродромах от класса А до G.