УЧРЕЖДЕНИЕ ОБРАЗОВАНИЯ
«БЕЛОРУСКАЯ ГОСУДАРСТВЕННАЯ АКАДЕМИЯ АВИАЦИИ»
Кафедра «Техническая эксплуатация воздушных судов и двигателей»
С. М. Кузьменко
РАСЧЕТ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА
Электронное учебное пособие
МИНСК 2015
Рассматривается методика расчета основных летных характеристик дозвукового самолета. Приведен числовой, аналитический и графический материал, необходимый для расчета.
Пособие предназначено для курсантов (студентов), обучающихся по специальности 1-37 04 01 «Техническая эксплуатация воздушных судов и двигателей» (5, 6 семестры), выполняющих курсовое проектирование.
Пособие предназначено для изучения курсантами (студентами) дисциплины «Динамика полета».
Подготовлено на кафедре техническая эксплуатация воздушных судов и двигателей.
Пояснительная записка должна начинаться с титульного листа. Если титульный лист стандартного образца отсутствует, то он выполняется курсантами (студентами) самостоятельно.
В титульном листе обязательно должны быть указаны:
- наименования академии и кафедры;
- наименования дисциплины и курсовой работы, например:
Курсовая работа по динамике полета "Расчет летно-технических характеристик самолета ГА".
- номер варианта курсовой работы;
- курс,
- факультет;
- группа (номер группы указывают только студенты дневного обучения);
- номер специальности;
- фамилия, имя и отчество;
- строка для оценки защиты.
Расчет летных характеристик самолета
К летным характеристикам дозвукового самолета, которые рассчитываются в рамках курсового проектирования, относятся:
диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета с учетом эксплуатационных ограничений;
скороподъемность;
теоретический и практический потолки;
дальность и продолжительность полета;
взлетные и посадочные характеристики.
Исходные данные
1. Схема самолета, его основные параметры, аэродинамические характеристики и тип двигателей заданы в Приложении 1.
2. Аэродинамические характеристики задаются в виде поляр и зависимостей Cya (α) для полетной, взлетной и посадочной конфигураций самолета (рисунки 1.1, 1.2). Для построения аэродинамических характеристик используются данные приложения 2.
3. Для самолетов с турбореактивными двигателями используются: P 0- суммарная располагаемая тяга двигателей на земле при M= 0 на максимально-продолжительном (номинальном) режиме их работы; P 0взл- тяга двигателей на взлетном режиме; C уд0- удельный расход топлива двигателя на земле при M = 0 на номинальном режиме.
К характеристикам двигательной установки относятся также степень двухконтурности, высотно-скоростные (тяговые, расходные) и дроссельные характеристики. При отсутствии точных данных о конкретном двигателе можно пользоваться типовыми характеристиками (приложение 3).
Условия полета на каждой высоте характеризуются параметрами воздуха, соответствующими стандартной атмосфере. (Таблица МСА)
Таблица МСА
Рисунок 1.1 - Примерный вид семейства поляр
Рисунок 1.2 - Примерный вид докритической полетной (d=0), взлетной (dвзл) и посадочной (dпос) поляр и зависимостей C ya(α)
Расчет летных характеристик самолета с турбореактивными двигателями
1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг
Для расчета диапазона высот и скоростей необходимо построить диаграммы потребных и располагаемых тяг для различных высот и скоростей и средней полетной массы самолета.
В целях сокращения объёма работы расчёт свойств самолёта производится для средней полётной массы
mср=m0 – 0,5mт
где m0 - взлетная масса [кг], указанная в (приложении 1);
mт - полный запас топлива [кг].
Ориентировочно величину полного запаса топлива mт можно принять:
для самолётов с турбореактивными двигателями (ТРД) –
mт=(0,3¸0,5) m0
Тогда при полных запасах топлива можно принять:
mср» 0,8 m0 - для самолетов с ТРД.
Вес самолета связан с массой следующим образом
G = mg, G [H], m [кг], g =9,81 [м/с2].
Поэтому Gcp =mcpg
Задается несколько расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Можно рекомендовать следующие высоты (в метрах): 0, 2000, 4000, 8000, 11000, 13000.
Задаются значения чисел Маха от M minдо максимальной величины M, для которой определена летная поляра самолета.
Минимальное число Маха установившегося горизонтального полета определяется по формуле
где q а = 0,5 ρa 2 - скоростной напор, который соответствует скорости звука а на рассматриваемой высоте и определяется по таблице стандартной атмосферы (см. стр. 4).
Для каждой высоты и различных чисел M определяются потребные P п и располагаемые P р тяги:
Приложение 1
Приложение 1
Варианты 1–5
Приложение 1
Варианты 6–10
Приложение 1
Варианты 11–15
Приложение 2
В таблицах представлены аэродинамические характеристики самолетов, т.е. их поляры и зависимости Cya = f (a), построенные в нормальных условиях полета и в условиях взлета и посадки.
Предлагаемые варианты исходных аэродинамических характеристик используются в расчете летно-технических характеристик самолета гражданской авиации при отсутствии у студентов дневного и заочного обучения специальности 1-37 04 01 аналогичных исходных данных, полученных в результате выполнения курсовой работы по аэромеханике.
Приложение 2
Приложение 2
Приложение 2
Приложение 3
