3.1 Розрахунок дальності і тривалості зниження (планерування)

Розрахунки дальності і тривалості планерування виконуються в припущенні, що планерування виконується на найвигіднішому куті атаки α_нв, тобто літак має максимальну аеродинамічну якість К_max. Використання такого припущення дозволяє розрахувати дальність планерування за співвідношенням

, [км].

Друге припущення, що використовується для розрахунків, це прийняття умови сталого значення К_max.на протязі всього процесу планерування. Значення К_max розраховується для середньої висоти Н_сер при швидкості зниження V_зн на найвигіднішому куті атаки.

Для визначення цих параметрів доцільно скористатись даними поляри планерування. На цій полярі знаходиться режим найбільшої дальності і по ньому визначаються значення К_max та V_зн.

Тоді дальність та тривалість планерування визначається за допомогою співвідношень

L_пл =К_max•Н_г.п = 13,63 · 10000= 136,25 [км];

[год].

4 Розрахунок дальності та тривалості горизонтального польоту

Для визначення дальності і тривалості горизонтального польоту необхідно знати як масу пального m_п гп, яка буде використана на горизонтальний політ, так годинні і кілометрові витрати палива.

В загальному випадку дальність і тривалість горизонтального польоту може бути визначена за допомогою виразів:

, [км];

, [год],

де m_0гп – маса літака на початку горизонтального відрізку маршруту [кг]; m_кгп – маса літака в кінці горизонтального маршруту, [кг] ; q_k – кілометрова витрата палива [кг/км]; m_{п гп}=m_0гп-m_кгп – запас палива, який буде використано для горизонтального польоту, [кг].

Для літаків цивільної авіації зміна польотної маси в горизонтальному польоті не перевищує m_0гп/m_кгп≤2,0. Тому для розрахунків дальності і тривалості можна використати метод В.С.Пишнова

Цей метод побудовано на припущеннях, що в процесі горизонтального польоту годинна і кілометрова витрати палива постійні і визначаються по значенню середньої польотної маси літака на відрізку горизонтального польоту:

,[кг].

При такому припущенні замість отриманих раніше інтегралів для визначення дальності і тривалості використовують наступні вирази:

, [км];

, [год],

де q_к.сер, q_г.сер – середні кілометрова та годинна витрати палива, які розраховані для параметрів польоту літака m_сер, V_кр, Н_р.

Якщо відома середня крейсерська швидкість горизонтального польоту V_кр, [км/год], то за умови сталого польоту дальність і тривалість пов’язані між собою співвідношенням:

L_г.п=V_кр·t_г.п, [км].

Тому для спрощення розрахунків достатньо визначити годинну (кілометрову) витрату палива q_г (q_км), на заданому режимові польоту, а потім за наведеним співвідношеннями розрахувати дальність (тривалість) польоту.

Похибка розрахунків дальності і тривалості горизонтального польоту за допомогою наведеного методу сягає 1,5...4,0 %, що являється достатнім для інженерних розрахунків.

Порядок розрахунку:

1. Розраховується середня годинна витрата палива на етапі набору висоти. Двигуни працюють на номінальному режимі. Висота та швидкість польоту для розрахунків береться за умов Н_р=Н_пр/2=11000/2=5500, V_{наб.сер}=193

Тоді середня годинна витрата палива розраховується для ТРД:

q_{г сер}=C_р•Р_н =0,075• 209760= 15732, [кг/год];

Р_н=Р₁•i•k_р =57000•4•0,92=209760, [Н];

де С_р=0,075 [],– питомі витрати палива літака з ТРД двигуном;Р₁=57000 [Н],– наявна тяга, що визначається за допомогою графічних залежностей висотно-швидкісних характеристик двигуна, встановленого на літак для заданих умов; і=4 – кількість двигунів на літаку; Н_пр=11000 – значення практичної стелі літака, розраховане в розділі 2.2; V_{наб сер}=193 – визначається із графіка залежності V_Θ = f(Н) для висоти Н_р=5500 (див. Рис.3).

Питома витрата палива С_р=0,075[] визначається за графічними залежностями (див. характеристики двигуна в Додатоку 2 згідно варіанту завдання) для висоти та швидкості Н_р=5500, V_{наб сер}=193

2. Розраховуються витрати палива, необхідні для набору висоти горизонтального польоту Н_г п. (Н_г п. – висота, що менша за висоту практичної стелі Н_пр і для якої вже побудована польотна поляра, наприклад: Н_пр = 11000 м, тоді Н_г п. = 10000 м)

m_п.наб.=q_г.сер•t_наб/60=15732•22,65/3600=5337, [кг],

де t_наб=22,65 [хв] визначається за барограмою набору висоти.

3. Розраховується маса літака на початку горизонтального відрізку маршруту

m_{0 гп} = m_зл – m_п наб=189400–5337 =184063 , [кг].

4. Розраховується маса літака в кінці горизонтального відрізку маршруту

m_{к гп} = m_зл – 0,9m_п п =189400–0,9•56820=138262, [кг],

де m_п п=56820 [кг] – величина повного запасу палива, розраховується в розділі 1.

5. Розраховується середня маса літака на етапі горизонтального польоту

, [кг].

6. Розраховується значення коефіцієнта підйомної сили, необхідного для горизонтального польоту на режимі (V_кр=264 Н_г п.=10000)

, [-].

7. Використовуючи польотну поляру для висоти польоту Н_г п. по значенню коефіцієнта підйомної сили визначити значення коефіцієнту лобового опору C_ха=0,268 та розрахувати аеродинамічну якість

, [-].

8. Розрахувати потрібну тягу, необхідну для забезпечення горизонтального польоту для заданих умов (Н_г п., V_кр, m_сер) ТРД:

, [H];

Це та тяга, яку необхідно отримати в результаті дроселювання двигунів з номінального режиму роботи.

9. Розрахувати ступінь дроселювання двигунів ТРД:

;

де Р_н=142600 – наявна тяга двигунів на номінальному режимі роботи для умов (Н=Н_г п., V=V_кр), знімається з графіків наявної тяги, розрахованих в розділі 1.

10. На заданому режимі горизонтального польоту (Н_г п.,V_кр) визначити питомі витрати палива двигуном для номінального режиму . Залежності питомих витрат палива для номінального режиму роботи двигуна наведені вДодатку 2 (для заданого типу двигуна).

11. Використовуючи графіки залежностей =f₁() (див. рис. 1, 2, 3 в залежності від типу двигуна) по отриманій ступені дроселювання двигунів, визначити відносні питомі витрати палива.