Летно технические характеристики воздушных судов это

Обновлено: 31.05.2024

Летные характеристики гражданских ВС (основные) - крей­серская скорость, дальность и продолжительность полета, а для вертолетов, кроме того, - статический и динамический потол­ки.

Статический потолок - максимально достижимая высота при вертикальном подъеме вертолета. Динамический потолок -высота, на которой вертикальная скорость подъема становится равной нулю. Статический потолок вертолетов составляет 3 -3,5 км, динамический - 6 - 7 км.

Крейсерская скорость полета - скорость, на которой обычно выполняется полет по маршруту. Транспортные ВС не летают на максимальных скоростях, так как напряженная работа двигате­лей ведет к резкому сокращению их ресурса и большому расходу топлива.

Казалось бы, что крейсерскую скорость следует установить равной наивыгоднейшей скорости полета, при которой километ­ровый расход топлива (расход топлива на 1 км пути относитель­но воздуха) минимален. Однако крейсерская скорость прини­мается на 10 - 15 % больше наивыгоднейшей скорости полета. Это объясняется тем, что при переходе с наивыгоднейшей скорости на крейсерскую километровый расход топлива увели­чивается лишь на 1 - 3 % и такое увеличение расхода топлива вполне окупается значительным сокращением времени полета. Крейсерские скорости самолетов с турбореактивными двигате­лями лежат в пределах 700 - 950 км/ч, с турбовинтовыми двига­телями - 350 - 700 км/ч, вертолетов - 180 - 250 км/ч.

Дальность полета - расстояние, проходимое ВС в процессе набора высоты, горизонтального полета и снижения до полного израсходования топлива. Такая дальность называется техничес­кой. В действительности ВС не летают до полного израсходова­ния топлива, поэтому практическая дальность полета меньше технической. Дальность полета зависит от запаса и километро­вого расхода топлива и составляет у дальних магистральных самолетов 10-12 тыс. км и более, у вертолетов 600 - 1000 км.

Продолжительность полета - время, в течение которого ВС находится в полете, используя имеющийся запас топлива. Продолжительность полета зависит от запаса и часового расхо­да топлива.

Дальность и продолжительность полета зависят от скорости и высоты полета, массы ВС, температуры наружного воздуха по маршруту полета, скорости и направления ветра и других факто­ров. Правильный выбор режимов полета позволяет существенно увеличить дальность и продолжительность полета или же сэкономить значительное, количество топлива при полете на заданное расстояние. Так, самолеты с турбореактивными двига­телями расходуют топлива при полете на рабочей высоте в 2 - 3 раза меньше, чем при полете на малых высотах. Полетная масса ВС также отказывает большое влияние на километровый рас­ход топлива, поэтому излишняя заправка ведет к его нерацио­нальному расходу.

В полете вследствие выработки топлива масса ВС умень­шается и наивыгоднейшая высота полета увеличивается. Поэтому в длительном полете в отношении километрового расхода топлива наиболее выгоден полет "по потолкам", т. е. с постепенным увеличением высоты полета по мере уменьшения массы ВС. Однако такой полет не предусматривается сущест­вующей системой управления воздушным движением. На практике может осуществляться ступенчатый профиль полета с периодическим переходом с одного эшелона на другой.

Взлетные и посадочные характеристики ВС оказывают существенное влияние на безопасность полета.

Взлетом называется ускоренное движение ВС от начала разбега до достижения высоты набора Юме одновременным достижением скорости не менее безопасной скорости взлета. Высота 10 м отсчитывается от уровня взлетно-посадочной поло­сы (ВПП) в точке отрыва ВС.

Взлет самолета можно разбить на два этапа: этап разбега по ВПП до скорости отрыва и этап разгона до безопасной скорости взлета с одновременным набором условной высоты препятствий вблизи аэродрома, принимаемой в 10 м. Основными взлетными характеристиками являются: скорость отрыва, длина разбега и взлетная дистанций (рис. 1.7).

Рис. 1.7. Схема взлета самолета

Скоростью отрыва V_отр называется скорость, при которой подъемная сила равна весу ВС. Для обеспечения возможно меньшей скорости отрыва используют механизацию крыла. На скорость отрыва влияет близость земли. Эффект близости земли выражается э увеличении коэффициента подъемной силы крыла у земли по сравнению с его значением вдали от нее. Чем меньше расстояние крыла от поверхности аэродрома, тем больше проявляется эффект близости земли. В этом отношении выгоднее самолеты с низким расположением крыла.

Взлетная дистанция L_взл - расстояние по горизонтали, проходимое ВС в процессе взлета. Длина разбега L_p - расстоя­ние по горизонтали, проходимое ВС с момента страгивания на линии старта до момента его отрыва от ВПП.

На взлетную дистанцию и длину разбега влияют такие факторы, как тяга двигателей, взлетная масса ВС, температура и давление атмосферного воздуха, направление и скорость ветра, уклон и состояние поверхности ВПП.

Посадкой называется этап полета с высоты 15 м над уровнем торца ВПП, включающий участок до касания, и пробег до пол­ной остановки ВС. Посадка включает в себя планирование, выравнивание и пробег.

Планирование является продолжением полета самолета по глиссаде - траектории предпосадочного снижения. Выравнива­ние начинается на высоте 7 - 8 м плавным увеличением угла атаки, что вызывает увеличение лобового сопротивления самолета и быстрое уменьшение скорости до значения посадоч­ной. Участок пробега начинается с момента касания посадоч­ной полосы колесами шасси и заканчивается остановкой ВС на ВПП.

Посадочными характеристиками являются: посадочная скорость, длина .пробега и посадочная дистанция (рис. 1.8).

Посадочная скорость V_пос - скорость движения ВС в момент касания колесами земли.

Длина пробега L_np - расстояние по горизонтали, проходимое ВС с момента касания до полной его остановки на ВПП.

Посадочная дистанция L_noc - расстояние по горизонтали, проходимое ВС с высоты 15 м над уровнем торца ВПП до полной его остановки.

На посадочные характеристики оказывают влияние поса­дочная масса ВС, атмосферные условия, скорость и направле­ние ветра, состояние и уклон ВПП. Уменьшение плотности и увеличение температуры воздуха вызывают увеличение поса­дочной скорости и, следовательно, посадочной дистанции и длины пробега. При посадке самолета на высокогорном аэродро­ме посадочная скорость увеличивается на 3 - 10 % на каждые 1000 - 2000 м высоты. Повышение температуры на 10 - 15 °С вызывает увеличение посадочной скорости на 2 - 3 %.

Рис. 1.8. Схема посадки самолета

Для улучшения посадочных характеристик перед входом самолета в глиссаду выпускается механизация крыла, а в про­цессе пробега включаются средства торможения ВС: тормоза колес, устройства реверсирования тяги двигателей, гасители подъемной силы и др.

Массовые характеристики ВС (основные) - максимальная взлетная и посадочная массы. Эти массы регламентированы для каждого типа ВС. Взлет с массой, превышающей установ­ленную для ВС максимальную взлетную массу, не допускается, так как это ведет к ухудшению его взлетных характеристик. Точно так же не допускается посадка с массой, превышающей максимальную посадочную массу, во избежание ухудшения посадочных характеристик и превышения расчетных нагрузок на шасси и элементы конструкции планера. На некоторых самолетах разрешается вынужденная посадка при максималь­ной взлетной массе, на других такая посадка не разрешается. В последнем случае при вынужденной посадке предусматривает­ся аварийный слив топлива. Если такого слива не предусмотре­но, ВС вынуждено находиться в воздухе до выработки части топлива и уменьшения массы до максимального посадочного значения.

Центровочные характеристики ВС определяют свойства его устойчивости, управляемости и балансировки относительно поперечной Z, вертикальной Y и продольной X осей, проходя­щих через центр масс (ЦМ) ВС (рис. 1.9). Устойчивость, управляе­мость и балансировка относительно оси Z называются продоль­ными, относительно оси Y - путевыми, относительно оси X -поперечными.

Под устойчивостью понимают способность ВС сохранять или восстанавливать, без вмешательства пилота или системы авто­матического управления (САУ), исходный режим полета после прекращения действия случайных сил. Устойчивое ВС менее чувствительно к возмущениям потока воздуха турбулентной атмосферы и не требует больших затрат мышечной энергии для стабилизации полета.

Рис. 1.9. Оси самолета

Управляемость - способ­ность ВС изменять траекторию полета при отклонении руле­вых поверхностей пилотом или САУ.

Балансировка ВС в установившемся режиме полета достигается также отклоне­нием рулевых поверхностей, при этом создается равенство моментов относительно ЦМ всех сил, действующих на ВС.-

Продольная устойчивость самолета обеспечивается гори­зонтальным оперением, путевая - вертикальным оперением, поперечная - крылом. Продольные управляемость и баланси­ровка достигаются отклонением руля высоты, путевые управ­ляемость и балансировка - отклонением руля направления, поперечные - отклонением элеронов.

Важным фактором, влияющим на устойчивость, управляе­мость и балансировку, является положение ЦМ ВС. Рассмотрим это на примере продольной устойчивости самолета (рис. 1.10).

Рис. 1.10. Положение ЦМ устойчивого (а) и неустойчивого (б) самолета (V - скорость полета; W — скорость вертикального порыва ветра)

Если ЦМ самолета лежит впереди центра давления (ЦД), увеличение угла атаки на Да, например, вследствие порыва ветра W вызовет увеличение подъемной силы на А У, и на само­лете возникнет относительно ЦМ дополнительный момент ДМ₂, направленный на пикирование, т. е. на уменьшение угла атаки и восстановление ранее заданного режима полета. Если же ЦМ лежит позади центра давления, увеличение угла атаки на Δα и подъемной силы на ΔY вызовет дополнительный мо­мент ΔМ_z, направленный на кабрирование, т. е. в сторону дейст­вия возмущающей силы - полет становится неустойчивым.

Таким образом, для устойчивости самолета необходимо, чтобы его ЦМ находился впереди ЦД. Уравновешивание пики­рующего момента, создаваемого подъемной силой крыла Y, осуществляется подъемной силой горизонтального оперения Y_го, направленной вниз. При этом должно сохраняться равенст­во Yа = Y_го l_го.

Положение ЦМ самолета принято определять относительно средней аэродинамической хорды крыла (САХ), т. е. хорды условного прямоугольного крыла, построенного на базе исход­ного крыла (рис. 1.11). Пересечение передних и задних кромок этих крыльев определяет длину САХ и ее местонахождение на продольной оси самолета.

Рис. 1.11. Схема нахождения САХ стреловидного крыла: 1 — исходное крыло; 2 - условное прямоугольное крыло; b_а - длина САХ

Центровка самолета х - это расстояние X от носка САХ до ЦМ самолета, выраженное в процентах длины средней аэродинами­ческой хорды b_а, т. е. х= (Х/b_а) 100 %.

Центровка должна иметь определенное значение (рис. 1.12). Смещение ЦМ вперед повышает устойчивость самолета, однако для парирования пикирующего момента требуются увеличен­ные углы отклонения руля высоты вверх. Поэтому устанавли­вается предельно передняя центровка, при которой имеется некоторый запас в отклонении руля высоты для парирования возмущений или выполнения маневра. Предельно передняя центровка определяется из условия обеспечения управляемос­ти самолета при посадке с выпущенной механизацией крыла, создающей дополнительный пикирующий момент. Смещение ЦМ назад вызывает уменьшение устойчивости самолета, поэто­му также ограничивается из условия обеспечения необходимо­го запаса продольной устойчивости в полете (особенно в турбу­лентной атмосфере). Запас продольной устойчивости состав­ляет обычно 10 % длины САХ.

Из сказанного следует, что ЦМ самолета не должен выхо­дить за пределы предельно передней и предельно задней цент­ровок, т. е. должен находиться в диапазоне этих центровок. В противном случае полет самолета может оказаться невозможным. Ошибочный расчет центровки или неправильное размеще­ние пассажиров и грузов, следствием которых может быть нару­шение предельно передней или предельно задней центровок, может привести к тяжелым последствиям.

Рис. 1.12. Схема предельно допустимых центровок самолета:

x_п — предельно передняя центровка; x₃ — предельно задняя центровка; х_н — нейтраль­ная центровка; х_д — диапазон центровок; Х_у — запас устойчивости самолета в полете

В диапазоне допустимых центровок имеются наиболее выгодные, при которых самолет в данном режиме полета имеет наименьшее лобовое сопротивление (продольная ось самолета совпадает с траекторией полета). Центровка, при которой полет совершается с наибольшей экономической эффективностью, называется рекомендуемой.

Выработка топлива в полете влечет изменение центровки самолета. Чтобы центровка при этом оставалась близкой к рекомендуемой, топливо из баков вырабатывают в определен­ном порядке, который обеспечивается как автоматически, так и вручную, С этой же целью на тяжелых самолетах предусматри­вается балансировочный топливный бак в оперении. Перекачка топлива из балансировочного бака в основные и наоборот позволяет поддерживать центровку в оптимальных пределах и уменьшать балансировочные потери (сопротивление ВС), сохра­нять достаточный запас устойчивости и управляемости самоле­та.

Центровка вертолета выражается расстоянием в миллимет­рах от ЦМ вертолета до точки пересечения оси НВ с плоскостью вращения винта или с осью фюзеляжа. Расстояние измеряется вдоль оси фюзеляжа. При положительной (передней) центровке ЦМ вертолета находится впереди оси НВ, при отрицательной (задней) - за осью НВ. У вертолетов продольной схемы центров­ка выражается расстоянием от ЦМ вертолета до перпендикуля­ра, восставленного из середины линии, соединяющей оси НВ.

Одновинтовые вертолеты и двухвинтовые с соосными винта­ми имеют небольшой диапазон центровок, вертолеты продоль­ной схемы могут иметь большой диапазон. Положение ЦМ вертолета оказывает значительное влияние на управляемость вертолета и мало влияет на его устойчивость. При выходе цент­ровки за передний предел затрудняется посадка вертолета, при выходе за задний предел затрудняется и может стать невозмож­ным его взлет.

Для обеспечения оптимальных центровок необходимо в определенном порядке размещать на борту пассажиров, грузы и топливо. Правильное размещение грузов производится по меткам, нанесенным на бортах грузовых кабин, указывающим положение ЦМ груза определенного веса. Тяжелые грузы раз­мещаются ближе к оптимальному положению центра масс ВС.

Грузы надежно пришвартовываются, особенно тяжелые, так как самопроизвольное их смещение в полете может вызвать аварий­ную ситуацию из-за нарушения центровки.

Расчет дистанции взлета самолета в стандартных условиях без ветра. Оценка влияния изменения взлетной массы на длину разбега воздушного судна. Определение аэродинамических характеристик самолета. Воздействие эксплуатационных факторов на дистанцию взлета.

Рубрика	Транспорт
Вид	контрольная работа
Язык	русский
Дата добавления	19.05.2019
Размер файла	105,6 K

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСTВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

ФГБОУ ВО «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

Контрольная работа по дисциплине: (задание № 8)

Летно-технические характеристики воздушных судов

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ ВЫПОЛНЕНИЯ КОНТРОЛЬНОЙ РАБОТЫ

На основании исходных данных, приведённых в таблицах 1 - 4 МУ [5] необходимо:

- рассчитать дистанцию взлета самолета в стандартных условиях, без ветра ( ВПП - сухая, бетонная).;

- определить влияние изменения взлетной массы на длину разбега, для чего исходную массу увеличить на 5% (m1 = 1,05 m);

- определить влияние ветра U на длину разбега, проведя расчеты для попутного (+ 5 м/с) и встречного (-20м/с) ветра;

- результаты расчета свести в таблицу (см. табл.5 МУ), проанализировать и сформулировать выводы.

3. Контрольная работа должна содержать:

- перечень исходных данных в соответствии с заданием;

- пояснительную записку с графиками, рисунками, расчетами и таблицами;

- выводы о влиянии эксплуатационных факторов на дистанцию взлета.

ВЫПОЛНЕНИЕ КОНТРОЛЬНОЙ РАБОТЫ

Определение взлётной масы и типа самолета.

· тип самолёта - ТУ-134;

· взлётная масса - 40 т.

1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

взлет самолет аэродинамический разбег

1.1 Графики аэродинамических характеристик самолета Cy(б) и Cy(Cx)

построим с помощью программного комплекса Advanced Grapher на основании данных табл. 2 в соответствии с заданием (самолет Ту-134).

Таблица 1 Аэродинамические характеристики, взлетная конфигурация

Вид полученных графиков аэродинамических характеристик Cy(б), Cy(Cx) для самолёта ТУ-134 представлены ниже на рисунках 1 и 2.

Рисунок 1 График аэродинамической характеристики Cy(б) смолёта ТУ-134

Рисунок 2 График аэродинамической характеристики Cy(Cx) смолёта ТУ-134

Из анализа рисунка 1 следует, что

1. Значение критического угла атаки для самолета ТУ-134 опередляем по рисунку 1 (соответствует изменению знака производной dCy /d):

1.2 Значение максимального коэффициента подъемной силы

также опередляем по рисунку 1:

1.3 Наивыгоднейший угол атаки оптим

Из рисунка 1 следует:

1.4 Максимальное аэродинамическое качество

Аэродинамическое качество показывает, сколько метров по горизонтали может пролететь самолет при изменении высоты на один метр при условии того, что воздух неподвижен.

Аэродинамическое качество K равно отношению коэффициента подъемной силы Cy к коэффициенту сопротивления Cx :

Максимальное аэродинамическое качество Kmax равно отношению коэффициентов подъемной силы и сопротивления при оптим .

Как следует из п.3:

Kmax = Cy оптим / Cx оптим = 0,76 / 0,086 = 8,84

2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ВЗЛЕТА

2.1 Схема взлета с выделением участков с характерными скоростями и дистанцииями взлета представлена ниже на рисунке 3 [6].

Рисунок 3 Схема взлета: ВПП - взлетно-посадочная полоса; ПВП - полоса воздушных подходов; КПБ - концевая полоса безопасности

2.1 Определение длины разбега

При разбеге скорость самолета изменяется от нуля до скорости отрыва (см. рис. 3), т.е. скорости самолета в момент отрыва основных стоек шасси от поверхности ВПП по окончании разбега на взлете.

Значение скорости отрыва определяется по формуле:

- коэффициент запаса, устанавливаемый в соответствии с НЛГ, при расчетах принять ;

Cy max = 1,53 - максимальный коэффициент подъемной силы (см. п.1.2);

= 1,225 кг/м3 - плотность воздуха в стандартных условиях;

S = 127 м2 - площадь крыла (табл.2);

m = 40000 кг - заданная масса самолёта, кг;

g = 9,8 м/с2- ускорение свободного падения.

Подставляя в соотношения (2) и (1) значения приведенных выше параметров, получим:

Длина разбега может быть рассчитана по следующей упрощённой формуле:

U - скорость ветра, м/с;

- среднее значение тяги всех двигателей на взлетном режиме:

- тяга двигателя на исполнительном старте и при скорости отрыва соответственно (табл.3):

= 2 - число работающих двигателей на самолете;

G - сила тяжести самолёта:

G = gm = 9,8 . 40000 =392000 Н.

аэродинамическое качество самолета в момент отрыва (см. п.1).

= 0,03 - значение коэффициента трения качения для сухого бетонного покрытия (табл.4).

Вариант №1. Подставляя в соотношение (3) значения приведенных выше параметров, получим длину разбега при исходной взлетной массе m и стандартных условиях (U = 0):

Вариант №2. Длина разбега при повышенной массе и стандартных условий (U = 0):

Вариант 3. Длина разбега при исходной взлетной массе m и в условиях встречного (U = +5 м/с) ветра:

Вариант 4. Длина разбега при исходной взлетной массе m и в условиях попутного (U = - 20 м/с) ветра:

Вариант 5. Длина разбега при повышенной взлетной массе и в условиях встречного (U = +5 м/с) ветра.

Полученные результаты внесем в таблицу:

Табл. 2 Сводная таблица расчетных данных

Вывод - наибольшее влияние на длину разбега при взлете оказывает ветер.

3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДЛИНЫ ВОЗДУШНОГО УЧАСТКА ДИСТАНЦИИ ВЗЛЕТА

Эта дистанция определяется расстоянием по горизонтали от точки отрыва самолета до точки траектории, находящейся на высоте 10м над уровнем ВПП. Значение дистанции взлета на воздушном участке вычисляется по следующей приближенной формуле [1]:

- скорость самолета в конце дистанции взлета (на высоте 10м);

- среднее значение избытка тяги на воздушном участке;

PСРОТР - избыток тяги в момент отрыва расчитывается по формуле:

PСР10 - избыток тяги в конце дистанции взлета расчитывается по формуле:

На основании данных таблицы 2 МУ определим и с учётом работы двух двигателей:

Расчет лобового сопротивления производится по следующей формуле:

Для этого по рассчитанным выше значениям скоростей и определяются соответствующие значения коэффициентов подъемной силы и по формуле:

Подставляя в (9) соответствующие значения параметров получим:

По кривым рисунка 1 определяем соответствующие значения коэффициентов лобового сопротивления силы и :

Подставляя в (8) соответствующие значения параметров получим величины лобового сопротивления:

Подставляя в выражения (6) и (7) полученные выше значения параметров получим соответствующие значения избытков тяги:

Подставляя в выражение (5) полученные выше значения избытков тяги получим:

Подставляя в выражение (4) полученные выше значения параметров получим значение дистанции взлета на воздушном участке:

Общая дистанция взлета для заданной массы при сухом бетонном покрытии ВПП и отсутствии ветра:

Вывод - полученные расчётные параметры взлёта соответствуют паспортным техническим характеристикам самолёта Ту-134 [5].

Использованная литература

1. Пуминова Г.С., Садовников Г.С. Летно-технические характеристики воздушных судов: Методические указания по изучению дисциплины и выполнению контрольной работы / СПбГУ ГА. С.-Петербург, 2016, 23с.

2. Мхитарян, А.М. Аэродинамика [Текст]. М.: Эколит, 2011. 448 с.

3. Динамика полёта: Учеб. для вузов [Текст]/Мхитарян А.М., ред. - М.: Эколит, 211. - 448 с.

4. Динамика полета: Учеб. для вузов. [Текст]/ Бюшгенс Б.С., ред. - М.: Машиностр., 2011. - 776 с.

Подобные документы

Образование плотной корки льда на фюзеляже и оперении самолета, нарушающее аэродинамические качества воздушного судна. Пыльная (песчаная) буря. Влияние ливневого дождя на летно-технические характеристики самолета. Полеты в условиях сдвига ветра.

курсовая работа [878,3 K], добавлен 06.11.2013

Общая характеристика самолета АН-124 с двигателями Д-18Т. Построение полетных поляр, кривых потребных и располагаемых тяг. Определение посадочных характеристик в стандартных условиях. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража.

курсовая работа [732,6 K], добавлен 10.02.2014

Общий вид самолета Ту-154. Построение полетных поляр транспортного судна и кривых потребных и располагаемых тяг. Влияние изменения массы на летные характеристики. Определение вертикальной скорости набора высоты. Расчет границ, радиуса и времени виража.

курсовая работа [443,2 K], добавлен 14.11.2013

Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.

курсовая работа [651,9 K], добавлен 01.12.2013

История создания самолета, его массо-геометрические и летно-технические характеристики. Аэродинамические характеристики профиля RAF-34. Определение оптимальных параметров движения. Балансировка и расчет аэродинамических параметров заданного вертолета.

курсовая работа [1,3 M], добавлен 26.08.2015

Выполнение элементов полета: производство взлета и подготовки к нему. Подготовка экипажа самолета к взлету, его функции на предварительном старте. Выполнение взлета в зависимости от условий старта. Использование номинального режима работы двигателя.

реферат [28,4 K], добавлен 09.07.2015

Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.

Качество самолета и эффективность его использования как транспортного средства определяются его летно-техническими характеристиками, надежностью *, сроком службы и безопасностью применения.
Последние три показателя оценки качества не отличают самолет от других видов транспорта, в отношении же летных характеристик имеются свои особенности.
К летным характеристикам обычно относятся скорость, дальность, высота (потолок), скороподъемность, маневренность, взлетно-посадочные характеристики и грузоподъемность.

ТаК, например, для истребителя-перехватчика, основным назначением которого является перехват и поражение в воздухе самолетов и других типов летательных аппаратов противника, особенно важными будут не только высокая скорость и большая высота, но и большая скороподъемность и маневренность.
Для пассажирского и транспортного самолетов наибольшее значение имеют грузоподъемность, дальность полета и взлетно-посадочные характеристики* позволяющие использовать их на существующих аэродромах.
Приведем общепринятые в технической литературе определения для летных характеристик самолета.
Максимальная скорость полета — скорость установившегося горизонтального полета при использовании полной мощности, или тяги силовой установки. Скорость является одним из основных показателей, характеризующих качество самолета.
Дальность полета — наибольшее расстояние, которое самолет может пролететь по прямой без пополнения запаса топлива.
Если полет совершается с возвращением самолета на аэродром отправления, то под дальностью полета п он им г, ют радиус его действия, равный 0,5 дальности.
* Надежность — свойство самолета выполнять заданные функции, сохраняя свои эксплуатационные показатели в заданных пределах, в течение требуемого промежутка времени или требуемой наработки. Наработка есть продолжительность или объем работы самолета; измеряётся в- часах, километрах или других единицах.
Дальность полета существенно зависит от высоты и скорости полета.
Потолок самолета — это предельная высота, на которую самолет может подняться и на которой он может еще совершать горизонтальный полет, но не способен набирать высоту (вертикальная скорость равна нулю). Эта высота называется теоретическим потолком, так как практически ее нельзя использовать. В отличие от теоретического практический потолок — это высота, на которой самолет еще обладает некоторой условно принятой вертикальной скоростью для набора высоты. Для поршневых самолетов принято, что такая скорость должна быть не более
0,5 м!сек, для реактивных 5 м/сек. Существует понятие динамического потолка, под которым понимают высоту, достигаемую самолетом не только за счет полной мощности или тяги двигателей, но и за счет запаса кинетической энергии, приобретаемой самолетом при разгоне до набора высоты. Динамический потолок — высота существенно большая, чем теоретический потолок самолета.
Скороподъемность — время набора самолетом заданной высоты. Скороподъемность зависит от величины вертикальной скорости подъема.
Маневренность — способность самолета в полете выполнять тот или иной маневр (разворот на 90° и 180°, разгон до максимальной скорости, вираж, спираль, фигуры высшего пилотажа и др.).
Обычно маневр характеризуется временем его выполнения, величиной перегрузки при изменении траектории и другими показателями.
Взлетно-посадочные характеристики — характеристики, позволяющие определять размеры и класс аэродромов, на которых может эксплуатироваться самолет. Это прежде всего длина разбега при взлете (от места дачи полного газа двигателей до места отрыва колес шасси от поверхности аэродрома) и длина пробега при посадке (от места сопри-косновения колес с поверхностью аэродрома до места полной остановки самолета).
Кроме этих данных, представляют интерес величины скоростей при взлете, т. е. при отрыве колес от аэродрома, — взлетная скорость и при посадке в момент соприкосновения колес с аэродромом — посадочная скорость.
Грузоподъемность — вес грузов, в том числе и пассажиров, перевозимых на самолете, при выполнении того или иного полета при заданном полетном весе и запасе топлива. Иногда вместо термина грузоподъемность пользуются термином полезная нагрузка.
Развитие авиационной науки и техники позволили неуклонно повышать скорость, высоту и дальность полета самолета на протяжении всей его истории. Подтверждением этого положения являются данные о достигнутых на самолетах рекордах скорости, высоты и дальности.
Несмотря на то, что большинство таких рекордов были получены на специальных самолетах, достигнутые результаты через короткое время становились достоянием серийных самолетов. В результате рекорды стали как бы вехами, определявшими пути развития летных характеристик на ближайший пердюд времени.
На рис. 1.1 приведена диаграмма достигнутых рекордов скорости, высоты и дальности полета по годам за период с 1930 по 1970 г.
Как видно из диаграммы, скорость самолетов с поршневыми двигателями достигла своего предельного значения 755,1 км!час еще в 1939 г. Для дальнейшего увеличения скорости, как показали расчеты, потребовалось бы значительное увеличение мощности двигателя, что существенно увеличивало его вес и габариты. По этим параметрам поршневой двигатель становился нерентабельным для самолета. Кроме того, с увеличением мощности двигателя увеличивался диаметр воздушного
винта и концы его лопастей начинали работать при сверхзвуковых скоростях. На этих скоростях возрастали волновые потери на лопастях и к. п. д. винта сильно уменьшался.
Необходим был принципиально новый тип двигателя, работы над которым уже велись. Таким двигателем стал турбореактивный двигатель (ТРД) с газовой турбиной и компрессором, создававший тягу без воздушного винта. С появлением ТРД начался качественно новый период развития летных характеристик самолета. С 1945 г. все рекорды скорости установлены^ на самолетах с реактивными двигателями.

Рис. 1.1. Рекорды скорости, высоты и дальности полета самолетов, установленные за период с 1930 по 1970 г.

Характерным для этого периода стало достижение около- и сверхзвуковых скоростей на истребителях и бомбардировщиках, а также на пассажирских самолетах.
В канун нового 1969 г. был совершен испытательный полет первого в мире сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144, максимальная скорость которого более чем вдвое превышает скорость звука.
Как видно из рис. 1.1, увеличивается и дальность полета самолетов с реактивными двигателями. Если на самолетах с поршневыми двигателями рекорд дальности полета составлял 18082 км, то на самолетах с реактивными двигателями — 20 168 км.
Пассажирские и транспортные самолеты с турбореактивными и турбовинтовыми двигателями, обслуживающие международные линии, летают на 10 000 км и более. Вместе с тем эти самолеты с 2—4-кратным
пополнением запасов топлива в полете могут уже облететь земной шар по экватору.
Что касается рекордов высоты, то достигнутые высоты на самолетах с турбореактивными двигателями в два раза превышают рекордные высоты самолетов с поршневыми двигателями (см. рис. 1.1).

Воздушное судно это летательный аппарат, поддерживаемый в атмосфере за счет взаимодействия с воздухом, отличного от взаимодействия с воздухом, отраженным от поверхности земли или воды. В гражданской авиации России применяются два типа воздушных судов — самолеты и вертолеты.

Выбраны типы транспортных воздушных судов эксплуатируемые в гражданской авиации России, принимаемые российскими аэропортами и выполняющие транзитные полеты в воздушном пространстве Российской Федерации. Из новых, находящихся в процессе сертификации, воздушных судов, в справочник самолетов и вертолетов включены выполнившие первый полет. В справочник не включены беспилотные и сверхлегкие воздушные суда авиации общего назначения.

Для каждого воздушного судна, предназначенного для перевозки пассажиров, грузов, выполнения авиационных работ и воздушного судна деловой авиации, справочные сведения размещены на одной странице и содержат:

• Летно-технические характеристики самолетов и вертолетов
• Эксплуатационные характеристики, описание, коды ИКАО и ИАТА
• Проекции воздушного судна и эскиз поперечного сечения фюзеляжа с размерами

В приложениях собраны справочные таблицы, коды ИАТА и ИКАО, классификации воздушных судов (airplanes и helicopters), используемые при организации воздушных перевозок пассажиров и грузов.

Приложения к справочнику

Примеры страниц

(кликните для увеличения)

Введение

При подготовке справочника были использованы кодификаторы ИАТА и ИКАО, РЛЭ (Руководство по летной эксплуатации), AHM (Airport Handling Manual) . Другие авторизованные материалы разработчиков авиационной техники и справочная литература.

Отечественные и иностранные воздушные суда приведены в порядке названий фирм, конструкторских бюро (ОКБ) разработчиков и сокращенного обозначения ВС. Описание воздушного судна состоит из обозначения его типа ВС, категории ИКАО по турбулентности, кодов ИКАО, названия и страны разработчика, общих летно-технических характеристик (ЛТХ), полного наименования, кодов ИАТА, числа членов летного экипажа и количества пассажирских мест, кратких сведений о воздушном судне и его модификациях.

Представлены чертежи трех проекций и сечение фюзеляжа с основными размерами. Площадь крыла. Высота порогов дверей и люков, клиренс двигателей указаны для максимальной взлетной массы. Размеры указаны в метрах. На эскизах выделены размеры (объем, габариты, параметры) грузовых отсеков самолетов и вертолетов, указана максимальная грузовая нагрузка и грузовместимость по типам и количеству авиаконтейнеров.

Характеристики самолетов и вертолетов относятся к конкретной модели, как правило, самой последней.

Каталог самолетов и вертолетов предназначен для специалистов занимающимся организацией, планированием и наземным обеспечением перевозок воздушным транспортом и для тех, кто интересуется современной гражданской авиацией.

CAS – индикаторная воздушная скорость. Приборная воздушная скорость с учетом поправки на погрешность установки и инструментальную погрешность. Индикаторная воздушная скорость равна истинной воздушной скорости в стандартных атмосферных условиях (международная стандартная атмосфера, ISA) на среднем уровне моря.

IAS – приборная скорость по указателю воздушной скоpости.

KCAS – индикаторная воздушная скорость в узлах.

KIAS – приборная воздушная скорость в узлах.

TAS – истинная воздушная скорость. Скорость самолета относительно воздуха. Истинная воздушная скорость – это индикаторная воздушная скорость с учетом поправок на высоту и температуру воздуха.

V_A – расчетная маневренная скорость. После превышения этой скорости запрещается полное или резкое перемещение рулевых поверхностей.

V_FE – максимальная скорость полета с выпущенными закрылками. Запрещается превышение данной скорости при определенном положении закрылков.

V_LO – максимальная скорость при выпуске/уборке шасси. Запрещается превышение данной скорости при выпуске или уборке шасси.

V_LE – максимальная скорость полета при выпущенном шасси. Запрещается превышение данной скорости при выпущенном шасси.

V_mCA – минимальная эволютивная скорость. Минимальная скорость, необходимая для сохранения управляемости самолета с одним неработающим двигателем.

V_NE – непревышаемая скорость в спокойном воздухе. Превышение данной скорости запрещается вне зависимости от обстоятельств.

V_NO – максимальная конструкционная крейсерская скорость. Превышение данной скорости допускается только в спокойном воздухе, при соблюдении должных мер предосторожности.

V_S – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в определенной конфигурации.

V_{S 0} – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета в посадочной конфигурации.

V_{S 1} – скорость сваливания, или минимальная непрерывная скорость, при которой сохраняется управляемость самолета с убранными закрылками и шасси.

V_SSE – минимальная эволютивная скорость при обучении. Минимальная скорость, необходимая в случае намеренного останова одного двигателя или при работе одного двигателя в режиме IDLE (при обучении).

V_x – скорость для набора высоты под наилучшим углом.

V_Y – скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью.

V_YSE – скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью при одном неработающем двигателе.

V_REF –минимальная (базовая) скорость пересечения торца ВПП.

Режимы работы двигателя: Положение шасси: Положение закрылков:

IDLE – малый газ, UP – убрано, APP – заход,

MAX – взлетный (максимальный), DOWN – выпущено. LDG – посадка,

NOM – номинальный. UP – убрано.

1. Геометрические и аэродинамические
характеристики самолета DA 42 Twin Star

1.1. Особенности конструктивно-аэродинамической
схемы самолета

Самолет DA 42 Twin Star компании Diamond – это высокотехнологичный и высокоэкономичный аппарат. Впервые макет нового двухмоторного самолета DA 42 Twin Star был представлен на международной авиационно-космической выставке в Берлине, где удивил всех эффективной аэродинамикой и высоким эксплуатационным ресурсом.

Планер самолета изготовлен из пластика, армированного углеволокном для большей прочности и легкости, что соответствует новым правилам, принятым Европейским ведомством авиационной безопасности. Элероны, рули высоты и направления, а также крыльевые закрылки выполнены из углеволокна и стекловолокна с применением многослойной технологии. Лопасти деревянно-композитные, повышенной прочности за счет покрытия из пластика и стальной кромки с нержавеющим покрытием.

Кресла, дополнительно усиленные кевларом, позволяют выдерживать нагрузку 26 g.

Самолет оборудован двумя винтовыми двигателями Centurion 1.7(2.0) (четырехцилиндровый двигатель прямого впрыска, жидкостного охлаждения с турбоохладителем и редукционной передачей винта 1:1,69). Каждый двигатель работает как на авиационном керосине, так и на дизельном топливе и развивает мощность 135 л. с. при 2300 об/мин. Цифровой электронный регулятор автоматически контролирует режимы работы двигателя, количество оборотов в минуту также регулируется автоматически. Два трехлопастных винта MTV-6 изменяемого шага оснащены системой поддержания постоянных оборотов и автоматическим флюгированием воздушного винта на случай, если двигатель откажет при более 1100 оборотов винта в минуту.

На самолете установлено ультрасовременное авиационное электронное оборудование Garmin 1000, кабина экипажа оборудована встроенными дисплеями.

Основные летно-технические характеристики самолета

Максимальная взлетная масса, кг 1785,0

Запас топлива, л:

– основные баки 2 × 98,4 = 196,8

– дополнительные баки 2 × 52 = 104,0

Мощность двигателя, л.с. 135,0

Взлетная дистанция (при m = 1785 кг), м 700,0

Длина разбега (при m = 1785 кг), м 420,0

Посадочная дистанция (при m = 1700 кг), м 570,0

Пробег (при m = 1700 кг), м 320,0

Скороподъемность на уровне моря (при m = 1785 кг), м/с 6–8

Крейсерская скорость (при мощности 60 % на высоте 3000 м), км/ч (узлов) 311,0 (168,0)

Расход топлива, л/ч 29,6

Дальность полета (при мощности 60 %), км:

– со стандартным баком 1912,0

– с дополнительным баком 2677,0

Максимальная высота полета, м 5486,0

Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-низкоплана имеет следующие особенности:

1. При нижнем расположении крыла сказывается влияние экрана земли.

2. На крыле расположены двигатели, это занимает полезную площадь крыла, что снижает аэродинамическое качество.

3. Обдувка крыла винтами улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.

4. Низкорасположенное крыло принимает на себя вместе с нижней частью фюзеляжа основной удар при аварийной посадке самолета на землю.

5. При посадке на воду самолет дольше удерживается на поверхности воды.

6. Шасси небольшой высоты, более прочное, легкое, что упрощает кинематику уборки и выпуска шасси.

7. Удобство при техническом обслуживании двигателя.

8. Законцовки крыла и горизонтального оперения (винглеты) служат для увеличения эффективного размаха крыла (оперения), снижая индуктивное сопротивление, увеличивая подъемную силу и улучшая аэродинамическое качество.

Читайте также:

  
• Отбытие срока наказания назначенного по приговору суда курсовая
  
• Может ли адвокат быть арбитражным управляющим при банкротстве
  
• В порядке реализации специальных гражданско процессуальных прав адвокат представитель вправе
  
• Что такое имущественный иск от банка
  
• Пленум верховного суда по доказательствам в арбитражном процессе