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 P_к^*=15…19. ТРДД №2 – сверхзвуковой двухконтурный ТРД с форсажной камерой (m=0.5…1; P_к^*=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)*P_H/P₁₁               C_e(M,H)=C_e11(M),                                                                                                                                                                                                                                                                                     где P₁₁(M), C_e11(M) – скоростные характервстики на высоте Н=11 км. ; P_H ,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) :

                             P_мг=(0.05 … 0.06)P_H(M) , C_{e мг}=(1.8 …2.2)C_{e H(M)}

На взлётном режиме (для ТРДД №1):

P_взл=(1.2 …1.3)P_H, C_{e взл}=(1.03 …1.05)C_{e H}

На режиме реверса тяги:

                             C_{e рев}=(1.01 …1.02)*C_{e H}*n_рев/n_дв

P_рев=(0.35 … 0.45)*P_H*n_рев/n_дв

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:

P_Н(М)(M,H)=P_OН(М)*m₀*g*P_Н(М)(M,H)                                      [H]                 (2)

C_{e H(M)} (M,H,R)=C_{e 0H(M)}*C_{e H(M)}(H,M)*C_{e H(M)др}(R_Н(М))      [кг/н*ч]             (3)

2.  Форсажный режим:

                          P_eФ(M,H)=P_OM*m₀*g*P_Ф(M,H)                                                 [H]                 (4)

                          C_{e Ф} (M,H,R)=C_{e 0M}*C_{e Ф}(H,M)*C_{e Фдр}(R_Ф)                          [ кг/н*ч]                  

Где P_0Н(М) , С_{е 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), P_Н(М)(Н,М), P_Ф(Н,М), С_{е Н(М)}(Н,М),  С_{е Ф}(Н,М) – высотно-скоростные характеристики на  номинальном (максимальном) и форсажном режимах (см. приложение),  С_{е Н(М)}(R_H(M)),  С_{е Ф}(R_Ф) - дроссельные характеристики  (см. приложение),

 R_Н(М)=P_др/P_H(M) , R_Ф=P_др/P_Ф  - относительные тяги   (коэффициенты дросселирования ) двигателя на бесфорсажном R_Н(М)  и  форсажном  R_Ф режимах  при текущих значениях М, Н ,  Р_др- дроссельная тяга, равная потребной Р_П 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,