Методические указания к выполнению курсовой работы по дисциплине «Динамика полёта», страница 2

В приложении на рис. П7…П13[4] для стандартных условий приведены типовые высотно-скоростные и дроссельные характеристики двух двигателей: ТРДД №1 для неманевренного самолёта; ТРДД №2 для ограниченно-маневренного и маневренного самолётов. ТРДД №1 дозвуковой двухконтурный ТРД со степенью двухконтурности  m=1…3 и степенью сжатия Pк*=15…19. ТРДД №2 – сверхзвуковой двухконтурный ТРД с форсажной камерой (m=0.5…1; Pк*=20…25).

Высотно-скоростные характеристики даны для высот Н£11 км. На высотах Н>11 км. тяга двигателя изменяется пропорционально давлению атмосферы, а удельный часовой расход топлива от высоты не зависит:

P(M,H)=P11(M)*PH/P11               Ce(M,H)=Ce11(M),                                                                                                                                                                                                                                                                                     где P11(M), Ce11(M) – скоростные характервстики на высоте Н=11 км. ; PH ,P11 – давление атмосферы на заданной высоте (Н>11 км.) и высоте Н=11 км.

Высотно-скоростные характеристики приведены для режимов: «номинал» (ТРДД №1); «максимал» и «полный форсаж» (ТРДД №2).

На режиме малого газа тяга двигателя и удельный часовой расход топлива составляет для заданного режима полёта (М, Н) :

                             Pмг=(0.05 … 0.06)PH(M) , Ce мг=(1.8 …2.2)Ce H(M)

На взлётном режиме (для ТРДД №1):

Pвзл=(1.2 …1.3)PH, Ce взл=(1.03 …1.05)Ce H

На режиме реверса тяги:

                             Ce рев=(1.01 …1.02)*Ce H*nрев/nдв

Pрев=(0.35 … 0.45)*PH*nрев/nдв

Дроссельные характеристики осреднены по высотам и числам Маха и представлены на  рис. П9, П13 обобщенными зависимостями относительного удельного часового расхода топлива от относительной тяги (коэффициента дросселирования R ).

Ниже приведены формулы для вычисления тяги двигателя и удельного часового расхода топлива при использовании приведенных в приложении характеристик.

1.  Номинальный (максимальный) режим:

PН(М)(M,H)=POН(М)*m0*g*PН(М)(M,H)                                      [H]                 (2)

Ce H(M) (M,H,R)=Ce 0H(M)*Ce H(M)(H,M)*Ce H(M)др(RН(М))      [кг/н*ч]             (3)

2.  Форсажный режим:

                          PeФ(M,H)=POM*m0*g*PФ(M,H)                                                 [H]                 (4)

                          Ce Ф (M,H,R)=Ce 0M*Ce Ф(H,M)*Ce Фдр(RФ)                          [ кг]                  

Где P0Н(М) , Се 0Н(М) – начальные значения тяговооружённости и удельного часового расхода топлива при Н=М=0 на номинальном (максимальном) режиме (приведены в таб. П1), m0-взлётная масса самолёта (таб. П1), PН(М)(Н,М), PФ(Н,М), Се Н(М)(Н,М),  Се Ф(Н,М) – высотно-скоростные характеристики на  номинальном (максимальном) и форсажном режимах (см. приложение),  Се Н(М)(RH(M)),  Се Ф(RФ) - дроссельные характеристики  (см. приложение),

 RН(М)=Pдр/PH(M) , RФ=Pдр/PФ  - относительные тяги   (коэффициенты дросселирования ) двигателя на бесфорсажном RН(М)  и  форсажном  RФ режимах  при текущих значениях М, Н ,  Рдр- дроссельная тяга, равная потребной РП для выполнения крейсерского полёта на режиме Н, М.                                                                                

1.2.  Расчёт лётно-технических характеристик (ЛТХ) самолёта

В данном разделе определяются следующие характеристики.

1. Зависимости от числа М (скорости) полёта:

·  Располагаемой и потребной для горизонтального установившегося полёта тяги силовой установки,

·  Энергетической  скороподъёмности,

·  Часового расхода топлива,

·  Километрового расхода топлива.

2. Зависимости от высоты:

·  Максимальной энергетической скороподъёмности,

·  Минимального часового расхода топлива,