Методические указания к выполнению курсовой работы по дисциплине «Динамика полёта», страница 3

·  Минимального километрового расхода топлива,

·  Минимального и максимального числа М (скорости) полёта (с учетом ограничений по безопасности полета),

·  Числа М (скорости) полёта, соответствующего минимальной потребной тяге,

·  Числа М (скорости) полёта, соответствующего максимальной энергетической скороподъёмности,

·  Скорости полёта, соответствующей минимальному часовому расходу топлива,

·  Скорости полёта соответствующей минимальному километровому расходу топлива

3. Статический и практический потолки самолёта.

При построении графиков  в качестве аргумента используются:

Для маневренного и ограниченно-маневренного самолётов – число М полёта.

Результаты расчетов оформляются в виде таблиц, типа таблицы №1

                                                 H_i[M]=              r_Hi[кг/м³]=       Q_Hi[м/с]=

                                                        Т а б л и ц а   №1

M

V

V

q

CY ДОП

CyM

KП

PП

PР

DP(ПX)

Vy*

Rкр

qZ

qK

-

м/с

км/с

Н/м2

-

-

-

Н

Н

-

м/c

-

кг/c

кг/км

Узловые точки по числу М выбирают исходя из следующих рекомендаций:

      а). Неманевренный самолёт:

                               М=0.3, 0.5, 0.7, 0.8, 0.85, 0.9, 0.95

      б). Маневренный и ограниченно-маневренный самолёты сТРД , работающем на бесфорсажном режиме:

                               М=0.3, 0.5, 0.7, 0.8, 0.9, 1.0, 1.2

       в). Маневренный и ограниченно-маневренный самолёты сТРД , работающем на форсажном режиме:

                               М=0.3, 0.7, 0.9, 1.1, 1.3, 1.7, 2.1, 2.5

Узловые точки по высоте, соответствуют высотам, для которых приведены зависимости высотно-скоростных характеристик двигателя(см. приложение).

Расчетные соотношения для характеристик, указанных в таблице№1

q=r_H*V²/2  [H/м²] ;  V=M*a_{H  ,}                                              (5)

где r_{H ,} а_Н – плотность атмосферы [кг/м³]  и скорость звука [м/с] на высоте Н , приведены в таблице П2 (см.. приложение).

С_y=m^--*P_s*10/q   ;   K_n=C_yn/C_xn ;

P_n=m^--*m₀*g/K_n           [H] ;                                          (6)

n_x=Dp^--=(p_p-p_n)/m*m₀*g ;     V_y*=Dp^--*V

где m^-- - относительная масса самолета , принимать: m^--=0.95, p_s - удельная нагрузка на крыло (приведена в таблице 3), C_xn - коэффициент лобового сопротивления при C_y=C_yn, вычисляется по формуле (1),  g - ускорение свободного падения  g=9.81 м/с²,  P_n - потребная тяга двигателей,   P_p - располагаемая тяга двигателей,   Dp^-- - избыточная тяга, отнесенная к весу самолёта(G=0.95G₀),  V_y* - энергетическая скороподъемность,  V - скорость самолёта [м/с].

R_k^--=P_n/P_p ;    q_r=C_e(M,H,R^--)*P_n,   q_r=q_r/3.6V,                            (7)

где   R^-- - потребное значение коэффициента дросселирования двигателя при крейсерском полете на режиме (H,M),  q_r - часовой расход топлива, C_e(M,H,R^--) - удельный часовой расход топлива, вычисляется по формулам (3),(4),   q_k - километровый расход топлива, V - скорость [м/с].

По данным таблицы №1 для высоты Н строятся зависимости:

1.  C_{y доп}(M), C_yn(M,H_i)– на одном рисунке,

2.  P_n(M,H_i), P_p(M,H_i)  или [ P_n(V,H_i), P_p(V,H_i) ] - на одном рисунке в виде диаграммы потребных и располагаемых тяг,

3.  V_y*(M,H_i) или [ V_y*(V,H_i) ]  ,

4. © q_r(V,H_i)

5. © q_k(V,H_i)

   Далее в узловых точках по высоте Н_i определяются следующие характеристики.

1. Минимально допустимое (по C_{y доп}) число М полёта (M_{min доп}).

Величина M_{min доп} определяется графически как точка пересечения зависимостей C_{y п}(M,H_i)  и C_{y доп}(M) . Минимально допустимая скорость полёта Vminдоп[км/ч]   (©-для неманевренного самолета) вычисляется по формуле