Исходные данные

Таблица 1

1		Расчётная крейсерская скорость,		960км/ч
2		Расчётная высота полёта,		13100м
3		Взлётная масса,		245000 кг
4		Площадь крыла,		328,96
5		Тип двигателя (с указанием степени двухконтурности для ТРДД)		6
6		Статическая тяга двигателя,		3222000 Н
7		Статический удельный расход топлива,		0,036кг/(н·ч)
8	Вариант АХ		6

Полетная конфигурация самолета для АХ-6

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

M = 0+0,95		0,00	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,35
M ≤ 0,60 M = 0,80 M = 0,85 M = 0,90 M = 0,95		0,0200 0,0210 0,0240 0,0280 0,0340	0,0204 0,0215 0,0254 0,0310 0,0395	0,0215 0,0233 0,0288 0,0364 0,0495	0,0289 0,0335 0,0425 0,0583 0,0895	0,0410 0,0545 0,0750 - -	0,0620 0,0975 - - -	0,0970 - - - -	0,1540 - - - -	0,1812 - - - -

1 Расчёт основных лтх самолёта

1.1 Определение полётной массы самолёта

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

,

где - взлётная масса [кг], указанная в задании;

- полный запас топлива [кг].

Приближённо величину полного запаса топлива можно принять:

,

где для самолётов с ТРД, ТРДД,.

Примем А = 0,5

Вес (силу тяжести) самолёта определяем по его средней полётной массе:

,

где ;в кг.

1.2 Расчёт и построение полётных поляр

Полётные поляры (поляры режимов горизонтального полёта) рассчитываем для пяти высот полёта ():

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

где - площадь крыла самолета (;- число Маха полета.

Принимаются значения , при которых для полетной конфигурации самолета задана в табличном виде зависимость

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

На рисунке 1.2.1 представлены зависимости .

Рисунок 1.2.1 - Зависимость

Решения сводим в таблицы 1.2.1 и 1.2.2.

Таблица 1.2.1 - Зависимость коэффициента подъемной силы самолета от давления окружающей средыи числаполета

Величина	Полученные данные
Высота Н, км	0		3	6	9	11,5
Давление Р, Па	101325		70125	47213	30791	20976
	Значения
0,3	0,8584	1,2403		-	-	-
0,4	0,4829	0,6977		1,0362	-	-
0,5	0,3090	0,4465		0,6632	1,0169	-
0,6	0,2146	0,3101		0,4606	0,7062	1,0366
0,8	0,1207	0,1744		0,2591	0,3972	0.5831
0,85	0,1069	0,1545		0,2295	0,3519	0,5165
0,9	0,0954	0,1378		0,2047	0,3139	0,4607
0,95	0,0856	0,1237		0,1837	0,2817	0,4135

Таблица 1.2.2 - Зависимость коэффициента лобового сопротивления самолета от давления окружающей средыи числаполета

Величина	Полученные данные
Высота Н, км	0		3	6	9	11,5
Давление Р, Па	101325		70125	47213	30791	20976
	Значения
0,3	0,0711	0,1778		-	-	-
0,4	0,0032	0,0499		0,1038	-	-
0,5	0,0254	0,0305		0,0462	0,0996	-
0,6	0,0225	0,0254		0,0312	0,0509	0,1039
0,8	0,0212	0,0221		0,0244	0,0315	0,0513
0,85	0,0238	0,0249		0,0284	0,0381	0,0592
0,9	0,0304	0,0324		0,0367	0,0469	0,0669
0,95	0,0377	0,0408		0,0474	0,0627	0,0923

На рисунках А.1 - А.5 приложения A представлены поляры режима горизонтального установившегося полета.