Расчёт основных лтх самолёта

1	Расчётная крейсерская скорость,	850
2	Расчётная высота полёта,	10500
3	Взлётная масса,	142000
4	Площадь крыла,	270
5	Тип двигателя (с указанием степени двухконтурности для ТРДД)	1,0
6	Количество двигателей статическая тяга одного двигателя,	4 78
7	Статический удельный расход топлива	0,078

Исходные данные

Таблица 1.

 

Полётная конфигурация самолёта

Таблица 2.

 

	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	20	22
	0,00	0,16	0,32	0,48	0,64	0,80	0,965	1,11	1,23	1,29	1,31	1,25

 

 

Таблица 3.

 

М=0+0,95		0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,31
М 0,60		0,0200	0,0204	0,0215	0,0289	0,0410	0,0620	0,0970	0,1540	0,2290
М=0,80		0,0210	0,0215	0,0233	0,0335	0,0545	0,0975	-	-	-
М=0,85		0,0240	0,0254	0,0288	0,0425	0,0750	-	-	-	-
М=0,90		0,0280	0,0310	0,0364	0,583	-	-	-	-	-
М=0,95		0,0340	0,0395	0,0495	0,0895	-	-	-	-	-

 

 

Взлётная конфигурация самолёта

Таблица 4.

 

	- 6,6	- 5	- 2	0	2	4	6	8	10	12	14	16
	0	0,12	0,33	0,47	0,61	0,75	0,87	1,03	1,17	1,28	1,45	1,56
	0	0,22	0,59	0,74	0,88	1,02	1,14	1,30	1,41	1,48	1,45	-

 

Таблица 5.

 

	0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1	1,2	1,4	1,479
	0,063	0,0640	0,0650	0,0681	0,0740	0,0820	0,0940	0,110	0,1360	0,1470

 

 

 

 

 

Посадочная конфигурация самолёта

Таблица 6.

 

	-9,9	-5	-2	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	19,5
	0	0,350	0,552	0,700	0,845	0,980	1,110	1,270	1,415	1,515	1,685	1,790	1,865	1,9
	0	0,59	0,92	1,05	1,17	1,3	1,41	1,53	1,6	1,630	1,57	-	-	-

 

Таблица 7.

 

	0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1	1,2	1,4	1,6	1,63
	0,10	0,1007	0,102	0,106	0,11	0,12	0,13	0,144	0,163	0,2	0,22

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

1.РАСЧЁТ ОСНОВНЫХ ЛТХ САМОЛЁТА

 

1.1 Определение полётной массы  самолёта

 

Расчёт основных лётно-технических характеристик (ЛТХ) самолёта производится для средней  полётной массы

 

 

      - взлётная масса (кг), указанная в задании;

      полный запас топлива (кг).

Приближённо величину полного запаса топлива  можно принять:

,где

А=0,3…0,5 для  самолётов с ТРД, ТРДД.

142000 кг.

0,4*142000=56800 кг.

142000 – 0,5*56800=113600 кг.

Вес (сила тяжести) самолёта определяется по его средней  полётной массе:

(Н), где

g=9,81 в кг.

113600*9,81=1114416 Н

 

1.2 Расчёт и построение полётных  поляр

 

Полётные  поляры (поляры режимов горизонтального  полёта) рассчитываются для пяти высот  полёта (Н=0, 3, 6, 9, 12 км).

Порядок расчёта 

 

      1. Для каждой  высоты полёта по таблицам  международной стандартной атмосферы  (приложение) определяем давление  окружающей среды   , (Па), а величину потребного коэффициента подъёмной силы определяем по формуле

 

 

S – площадь крыла самолёта ( )

М – число М полёта.

     Принимаются  числа М полёта, при которых  для полётной конфигурации самолёта  задана в табличном виде зависимость

     2. Для каждой  высоты полёта точки, соответствующие  полученным значениям  , отмечаем на каждой зависимости , соединяя их плавной кривой. Получаем поляры режима горизонтально установившегося полёта для фиксированных высот и массы самолёта при различных значениях М полёта.

 

 

Н=0:

:

: 

 

: 

 

: 

 

:

 :

:

:

Остальные расчёты сводим в таблицу 1.2.1

Таблица 1.2.1 – расчётная  таблица для построения полётных поляр

Величина		Принятые или полученные данные
Высота Н, (км)		0	3	6	9	12
Давление Р, (Па)		101325	70125	47213	30791	19391
К		0,058193	0,084084	0,124889	0,191497	0,304078
0,1	0,01	5,8193	8,4084	12,4889	19,1497	30,4078
0,2	0,04	1,454825	2,1021	3,122225	4,787425	7,60195
0,4	0,16	0,363706	0,525525	0,780556	1,196856	1,900488
0,6	0,36	0,161647	0,233567	0,346914	0,531936	0,844661
0,8	0,64	0,090927	0,131381	0,195139	0,299214	0,475122
0,85	0,7225	0,080544	0,116379	0,172857	0,265048	0,420869
0,9	0,81	0,071843	0,103807	0,154184	0,236416	0,375405
0,95	0,9025	0,06448	0,093168	0,138381	0,212185	0,336929

 

 

Величина		Принятые или полученные данные
Высота Н, (км)		0	3	6	9	12
Давление Р, (Па)		101325	70125	47213	30791	19391
К		0,058193	0,084084	0,124889	0,191497	0,304078
0,1	0,01	-	-	-	-	-
0,2	0,04	-	-	-	-	-
0,4	0,16	0,027	0,0353	0,0592	0,15	-
0,6	0,36	0,02075	0,0225	0,0262	0,03595	0,07
0,8	0,64	0,0214	0,0217	0,0229	0,275	0,035
0,85	0,7225	0,02499	0,0255	0,0272	0,0322	0,045
0,9	0,81	0,03	0,031	0,032	0,04	0,055
0,95	0,9025	0,0369	0,0387	0,0415	0,052	0,075

 

 

Полётные поляры представлены на рис. 1.2.1, поляра самолёта для - на рис. 

1.3 Расчёт и построение кривых  потребных тяг Жуковского

 

Расчёт свойств самолёта с ТРДД производим методом тяг.

Кривые потребных тяг  рассчитываем для следующих высот: Н=0, 3, 6, 9, 12 км.

 

Порядок расчёта 

 

1. Ориентируясь на полётную  поляру на принятой высоте, задаёмся  рядом значений коэффициента  подъёмной силы, начиная с и включая наивыгоднейшее, с точностью до десятых величин. Наименьшее значение коэффициента принимаем из условия обеспечения пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, что контролировали последующим построением на графике этих кривых.

2. При принятых значениях  по соответствующей полётной поляре снимаем соответствующие им значения коэффициента лобового сопротивления .

3. Определяем аэродинамическое  качество

4. Подсчитаем потребную  тягу

5. Определяем скорость, потребную  для горизонтального полёта на  каждой принятой высоте и при  каждом принятом значении коэффициента  , взяв плотность [ ]

7. Кривые тяг строим  в зависимости от скорости, взятой  в «км/ч». Поэтому скорость, полученную  в п.6, переводили в «км/ч» путём  умножения на переводной коэффициент  3,6.

8. По результатам расчёта  строим кривые потребных тяг  (см рис 1.4.1 ).

 

 

H=0,

=0,36      =0,027

 [Н]

 [м/с]

 

 

Расчёты сводим в таблицы 1.3.1 – 1.3.5

 

Н=0, =1,225
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		0,4	0,965	0,2413	0,1072	0,0603	0,0534	0,0477	0,0443
2		0,03	0,088	0,023	0,0205	0,0203	0,024	0,029	0,037
3	К	13,333	10,97	10,5	5,23	2,97	2,225	1,645	1,197
4	, [H]	83583,29	34697,2	36250,3	72777,8	128157,58	171068,76	231384,8	317984,96
5	V, [м/с]	129,79	68,065	136,12	204,22	272,29	289,35	306,15	322,44
6	3,6*V [м/с]	467,26	245,035	490,02	735,18	980,24	1041,65	1102,13	1160,78

 

Н=3, =0,90941
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		1,395	0,8	0,3488	0,155	0,0872	0,0772	0,0689	0,0618
2		0,236	0,062	0,027	0,0208	0,022	0,025	0,029	0,037
3	К	5,91	12,9	12,92	7,45	3,96	3,01	2,376	1,67
4	, [H]	64404,06	29506	29460,37	51091	96118,18	126454,485	160196,97	227920,96
5	V, [м/с]	65,7	86,78	131,81	197,11	262,797	279,299	295,64	312,165
6	3,6*V [м/с]	236,53	312,4	474,516	709,6	946,06	1005,48	1064,304	1123,794

 

Н=6, =0,66022
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		1,4	1,34	0,5181	0,2303	0,1295	0,1147	0,1023	0,0919
2		0,31	0,25	0,036	0,023	0,025	0,026	0,0325	0,039
3	К	4,51	5,36	14,39	10	5,18	4,41	3,15	2,36
4	, [H]	84396,45	71,12,29	26450,87	38062,8	73480,31	86310,2	120834,28	161283,05
5	V, [м/с]	76,97	78,7	126,53	189,787	253,09	268,93	284,76	300,44
6	3,6*V [м/с]	277,092	283,25	455,52	683,23	911,124	968,15	1025,14	1081,584

 

Н=9, =0,46712
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		1,2	1	0,7938	0,3528	0,1984	0,1758	0,1568	0,1407
2		0,154	0,098	0,06	0,027	0,024	0,028	0,034	0,043
3	К	7,79	10,2	13,23	13,07	8,27	6,28	4,61	3,27
4	, [H]	48861,1	37316,4	28770,07	29122,26	46025,15	60609,55	82565,73	116400
5	V, [м/с]	98,84	108,29	121,53	182,3	243,09	258,25	273,445	288,67
6	3,6*V [м/с]	355,84	389,8	437,51	656,27	875,124	929,7	984,402	1039,212

 

Н=12, =0,3118
№	Величина	Принятые или полученные данные
1		1,4	1,3	1,2606	0,5603	0,3152	0,2792	0,249	0,2235
2		0,31	0,223	0,213	0,027	0,028	0,0335	0,042	0,053
3	К	4,51	5,83	5,92	20,75	11,26	8,33	5,08	4,22
4	, [H]	84396,45	65287,82	64295,27	18343,52	33803,55	45693,64	74926,77	90196,21
5	V, [м/с]	112	116,24	118,04	177,056	236,06	250,82	265,59	280,337
6	3,6*V [м/с]	403	418,46	424,95	637,4	849,82	902,95	956,124	1009,21

 

 

 

 

 

 

1.4 Расчёт и построение кривых  располагаемых тяг

Кривые располагаемых  тяг рассчитываем для тех же высот, для которых рассчитывали кривые потребных тяг, т.е. для Н=0, 3, 6, 9, 12 км.

 

Порядок расчёта

 

На принятых высотах задаёмся рядом скоростей и на каждой принятой высоте и скорости по соответствующей  типовой характеристике ТРД определяем относительную тягу . Задаваясь скоростями, берём интервал порядка 200 км/ч, т.е. 0, 200, 400 и т.д. км/ч.

Подсчитываем располагаемую  тягу по формуле

 

 [Н].

 

где i – число двигателей;

статическая тяга одного двигателя;

 относительная тяга ТРД.Определяем по типовой характеристике (см.страницу 9, [4], рис.3)

 

 

3. Строим кривые располагаемых  тяг  на том же рисунке, на котором построены кривые потребных тяг .

Н=0:

i=4; Н; Н.

=4*31300*1=125200 Н.

 

Расчёты сведены в таблицу 1.4.1

Таблица 1.4.1 – расчётная  таблица для построения кривых располагаемых  тяг самолёта с ТРДД

 

	V [км/ч]	0	200	400	600	800	1000	1200
H=0		1	0,87	0,76	0,69	0,625	0,58	---
		125200	108924	95152	86388	78250	72616	---
H=3		0,8	0,7	0,62	0,57	0,52	0,49	0,48
		100160	87640	77624	71364	65104	61348	60096
H=6		0,62	0,57	0,52	0,48	0,45	0,425	0,41
		77624	71364	65104	60096	56340	53210	51332
H=9		---	0,43	0,4	0,37	0,35	0,34	0,33
		---	53836	50080	46324	43820	42568	41316
H=12		---	0,3	0,27	0,26	0,25	0,25	0,26
		---	37560	33804	32552	31300	31300	32552

 

 

Кривые потребных и  располагаемых тяг представлены на рис. 1.4.1

 

1.5 Определение характерных скоростей  горизонтального полёта методом  тяг и построение диаграммы  диапазона скоростей

 

У самолёта с ТРД в качестве характерных скоростей в горизонтальном полёте принимаем скорости: - теоретическую минимальную; - наивыгоднейшую; - крейсерскую;

- максимальную; - практическую минимальную (минимального газа). Характерные скорости , , , , определяем по построенным кривым тяг Жуковского графическим методом (см. рис. 1.4.1).

Практически минимальная  скорость – это скорость горизонтального  полёта, при которой допустима  минимальная подача топлива. Она  характерна тем, что разделяет I и II режимы горизонтального полёта. Приближённо скорость можно определить как скорость, при которой отношение тяг ( ) является наименьшим. У самолётов с ТРД скорость близка к .

 

 

 

 

 

Порядок определения скорости

 

1. Вожидаемой области расположения скорости задаёмся пятью – шестью значениями скоростей ( в диапазоне 150 – 200 км/ч с интервалом 20 – 50 км/ч ).

2. На каждой принятой  скорости просчитаем значения  потребной и располагаемой тяг.

3. Вычисляем отношение ( ) на всех принятых скоростях.

4. По данным расчёта  на каждой высоте построим  кривую  = (V), (см. рис. 1.5.1).

Расчёты производили на всех принятых высотах (т.е. для Н=0, 3, 6, 9, 12 км ) и свели в таблицу 1.5.1

 

Таблица 1.5.1.

 

H=0	V [км/ч]	160	200	240	280	320	360
	Pп [H]	50500	40000	35000	33000	32300	32200
	Рр [H]	112000	109000	105500	102500	99800	96500
	Pп/Pр	0,451	0,367	0,3318	0,322	0,3236	0,33368
H=3	V [км/ч]	248	288	328	368	408	448
	Pп [H]	61900	35300	27000	25700	26200	27000
	Рр [H]	85000	83000	81100	79000	77000	75000
	Pп/Pр	0,7282	0,4253	0,333	0,3253	0,3403	0,36
H=6	V [км/ч]	392	432	472	512	552	592
	Pп [H]	37200	29000	25000	24600	26700	29600
	Рр [H]	65000	64000	63000	62000	61000	60000
	Pп/Pр	0,5723	0,4532	0,3968	0,39677	0,4377	0,4933
H=9	V [км/ч]	418	458	498	538	578	618
	Pп [H]	30000	28300	2688	25080	27000	28000
	Рр [H]	46200	45300	44800	44000	43200	42900
	Pп/Pр	0,6494	0,6247	0,56	0,57	0,625	0,6527
H=12	V [км/ч]	568	608	648	688	728	768
	Pп [H]	28000	25360	23700	23625	24490	25110
	Рр [H]	32000	31700	31600	31550	31000	31000
	Pп/Pр	0,875	0,8	0,75	0,75	0,79	0,81