Для высот я < 11 ООО м

.04 -I/ PhPq

(4.38)

(4.39)

гДе Ушах - В км/ч; а - скорость звука на высоте полета (Я < < 11 ООО м) в м/с.

4.3.3. Статический потолок полета

Для самолетов с ТРД статический потолок Яст определяется величиной относительной плотности на максимальной высоте полета ( потолке ); относительную плотность можно получить по формуле

(4.40)

пот -

вытекающей из очевидного равенства, Р = mg/(10/Cmax). Используя (4.34) и полагая Кшах = (-) = 1 , получаем

\ Сх /шах 2VDoCxo

(4.40), где Do - коэффициент отвала поляры в выражении Сх = = Схо + £>о4-

в соответствии с (4.40) можно принимать для дозвуковых самолетов

и для сверхзвуковых самолетов

I/ I/ ГГй г

(4.42)

А о,==0,83 yoJ-,

4.3.4. Максимальная дальность при скорости Ур

При предварительном проектировании для расчета дальности полета (км) используются известные выражения

L = 3,6 (/СУкрейс/Ср) In (mo/ткон), или L = 10б5(/СМ рейс/Ся)1п(то/ш он),

(4.43) (4.44)

где К - аэродинамическое качество самолета; Укрейс и M pe,-,c - крейсерская скорость (м/с) и крейсерское число М полета; ср - средняя за полет величина удельного расхода топлива двигателями, даН/ч.

Величина = -

кон о - flj

о

1 1 1

, а 1п

1 - ГПт

Формулы (4.43) и (4.44) были бы достаточно точными, если бы весь полет выполнялся на Якрейс- Если учесть потери топлива на взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости, то эти формулы будут иметь вид (для Мкрейс<1)

I 3 45 JSIm In - 3,45f P ° , 1020 In = 1020 Рей

(4.45)

(4.46)

Максимальная величина дальности будет иметь место

при максимальном значении (/СУ/Ср)тах. Учитывая (4.36),

KV = {Cylcx) V = 15,94 {CytIcY) V (4.47)

откуда следует, что, поскольку величина рР ДЛя данного самолета может быть принята неизменной, (/СУ)шах будет иметь место

при [(с,/4-)°]шах ИЛИ при [4V(c,°)]min.

Определим величину с, соответствующую этому режиму. Возведя \с1{р\ в степень 2/3 и используя аналитическое выражение поляры Сх = Схо + DqcI, получим:

[cT/{CylV = СхоЦсП) + Do. (4.48)

Для дозвукового самолета коэффициент В, по скорости изменяется мало и можно в первом приближении принять, что = 1, Do = 1/{п\ф) = const и что Cj, зависит только от Су. Продифференцируем выражение (4.48) по Су, приравняем нулю и получим наивыгоднейщее значение Су рейс для режима Lmax

Сг/крейо = 1.252 1/?о. (4-49)

Известно, что величина Сук, соответствующая максимальному качеству, равна

i/Kmax = Уо = 1 773 VKO (4.50)

Следовательно,

(4.51)

1,252 л, 7 г

Су крейс - 773 Сук - и, / 1СуК

Таким образом, полет на максимальную дальность дозвукового самолета должен производиться на режиме, при котором

Cj, крейс = 0,71 СуК СВСрХЗВуКОВОГО СЗМОЛета Cj, крейс =

= 0,73с к .

Если мы подставим значение крейс (см. 4.49) в уравнение

1 2

поляры Сх = СхО +

яЛэф

Су, то получим

С..крейс= 1.5с;,о. (4-52)

Выражения (4.50) и (4.52) характеризуют оптимальный режим для полета на дальность.

4.4. ВЫБОР РАСЧЕТНЫХ УСЛОВИЙ

Существуют ограничения при проектировании, которые накладываются самим конструкторским бюро. Примером таких ограничений является выбор расчетных условий, главным образом расчетного скоростного напора (/ ах и расчетного числа Мах, которые в значительной мере определяют облик самолета.

Рассмотрим порядок выбора расчетных условий для магистрального пассажирского самолета, которому задана максимальная скорость полета 950 км/ч. На рис. 4.8 показано изменение возможных скоростей полета в зависимости от высоты полета. Максимальная скорость полета (значительно превышающая заданную) получается на высоте Я = О (у земли). Скоростной напор при этом равен

q = 11807(16,33 3,6) м 6580 даН/м1

Однако высота полета магистрального пассажирского самолета в основном превышает 8000 м. Более низкие высоты он проходит либо при наборе высоты, либо при снижении. Целесообразно ограничить скорость полета на высотах менее 8000 м, приняв за расчетную точку А. В этом случае скорости полета в зоне высот нормальной эксплуатации самолета (Я = 8000 ... 12 ООО м) равны или больше заданной скорости.

В точке А

2.10 ~ 20

1,225-0,429.998 20-3,62 =

;2013 даН/MS

что соответствует индикаторной скорости полета 1/j = 655 км/ч.

Рис. 4.8. Пример выбора расчетных условий для магистрального пассажирского самолета:

в - зона высот нормальной эксплуатации пассажирских самолетов

Ограничение максимальной скорости полета по Vimax - = 655 км/ч и 9niax = 2013 даН/м показано на рис. 4.8. Расчетный скоростной напор при этом ограничении уменьшается в 6580/2013 = = 3,26 раза!

Ограничение по числу М может быть установлено Мах = 0,9, так как при высоте полета Я 11 ООО м это обеспечивает скорость полета около 960 км/ч, т. е. обеспечивает полет с заданной максимальной скоростью.

Нормы НЛГС-2 задают и значения Кахтах и Махшах. которые должны обеспечиваться характеристиками прочности, устойчивости и управляемости в случае, если по непредвиденным обстоятельствам будут превзойдены Уах и Мщах

i max шах

Vi ,ax + 50;

0,05.

(4.53) (4.54)

700 км/ч и Мах =

в рассматриваемом примере Vj max шах = 0,95.

Подобный подход к выбору расчетных условий с учетом особенностей эксплуатации самолета может быть выполнен при установлении исходных данных для проектирования любого самолета.

4.5. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

На основании изложенного в предыдущих разделах данной главы может быть установлен следующий порядок выбора основных параметров самолета.

1. Вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива Шт из формулы (4.46):

1020-22е5£22ей£-7=2. (Операция 1)

Р крейс К 1 - Шт

Здесь величины Ьч и Мкрейс определяются заданием, а величины /Скри сркрейс берутся ПО стзтистике.

2. Определяется величина удельной нагрузки на крыло ро из условий посадки самолета либо по формуле (4.21):

с V2

у max пос з

30,2(1 - thy

у max пос з (Операция 2)

либо по формуле (4.23):

Р° 24,5(1 -гпу - щр, гр/Щ)

с у2

у max пос пос

(Операция 2)

Здесь величины V-a или Voc и тгр определяются заданием, а величина cniaxnoc берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла:

для эффективной механизации

шах пос

= 3,0 ... 3,2 при % = О ... 25°;

Сгшахпос = 2,7 ... 2,9 при х = 25 ... 35°;

для слабой механизации стахпос = 2,2 ... 2,3

Для сверхзвуковых самолетов нормальной схемы можно принимать с шах пос = 1,3 ... 1,5 и для самолетов бесхвостовой схемы - 0,7 ... 0,9.

3. Определяется величина удельной нагрузки на крыло ро из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета крейс (Мкрейс), ИСХОДЯ ИЗ стандартного выражения р = сд:

Ро = 1 06 Су KpeflcgMiMKpefic- (Операция 3)

Здесь <7м=1 берется для скорости, соответствующей числу М = 1 на заданной высоте полета (или соответствует величине а - скорости звука на этой высоте); ckjefic берется по статистике или по формуле (4.51), т.е. Су = 0,7\Сук, если известна поляра самолета. Величина Сук может определяться и выражением

<шах = эфС.

4. Для маневренного самолета нагрузка на крыло определяется и с учетом полета на допускаемых коэффициентах подъемной силы и эксплуатационной перегрузки (см. также разд. 10.3):

Ро =

1 -Сб/Пт у доп Р

, (Операция 4)

где Су доп определяется либо по срыву обтекания, либо по тряске, либо по бафтингу. В предварительных расчетах величину Судоп можно принимать по значению Су, соответствующему началу отклонения кривых Су = / (а) или = / (Су) от зоны линейного протекания.

Величина у доп определяется либо прочностью самолета ( г/доп 0,5 у шах), либо физиологическими ВОЗМОЖНОСТЯМИ летчика. Величины у доп и <7 аневр - маневренная перегрузка и скоростной напор на рабочих скорости и высоте полета задаются обычно в ТТТ к маневренному самолету.

5. Производится выбор величины удельной нагрузки на крыло:

Ро = ПИП

ро - см. операции 2 или 2;

Ро - см. операцию 3; (Операция 5)

ро - см, операцию 4,

6. Определяется тяговооружеиность самолета PJ из условия набора высоты при одном отказавщем двигателе по формуле (4.11):

n = 1.57(- + tge), (Операция 6)

где tg 6 задается НЛГС-2 (см. табл. 4.3) для соответствующего числа двигателей; Киаб - берется по статистике.

7. Определяется тяговооружеиность самолета Ро из условия обеспечения горизонтального полета, исходя из того, что в горизонтальном полете Р = 1/К. Тогда, в соответствии с формулами (4.33) и (4.34), при полете на высотах Я 11 ООО м

о 1,2Л:крейс1 Дфруд

, (Операция 7)

а при полете на высоте Я < 11 ООО м

(Операция 7)

Величина /Скрейс берется то статистике, /Скрейс (0,85 ... ... 0,90) /Сшах- Коэффициент фруд учитывает степень дросселирования двигателя в крейсерском полете до режима, соответствующего неограниченному времени работы двигателя, или до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива. Обычно он принимается равным 0,8 ... 0,9.

Если неизвестна величина /Скредс, но по статистике может быть принята величина С;,о и при заданной Vpem и заданной высоте полета

р-1,8с,оА крейс/(1ро)- (Операция 7 )

Значение величины ро см. в операции 5.

8. Определяется тяговооружеиность самолета Pq из условия обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете /разб-Преобразуя формулу (4.6), получим

/ = 1.05

1,2ро

, Су шах взл

разб

2 (3/р,1зб

разб

(Операция 8) 89