вап. Расчет аэродинамических характеристик самолета Boing 7478
 Скачать 0.57 Mb.
|
1 2 МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА И КОММУНИКАЦИЙ РЕСПУБЛИКИ БЕЛАРУСЬ ДЕПАРТАМЕНТ ПО АВИАЦИИ БЕЛОРУССКАЯ ГОСУДАРСТВЕННАЯ АКАДЕМИЯ АВИАЦИИ Факультет гражданской авиации Кафедра организации движения и обеспечения безопасности на воздушном транспорте КУРСОВАЯ РАБОТА по дисциплине: «Основы аэродинамики и динамика полетов» на тему: «Расчет аэродинамических характеристик самолета Boing 747-8» Курсант 2 курса У 218 _____________ ______________ Руководитель: старший преподаватель _____________ ______________ Минск 2020 СОДЕРЖАНИЕ ВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………………..3 ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ 1.1 Аэродинамические силы и их коэффициенты……………………..….….5 1.2 Поляры Самолета…………………………………………………..………6 1.3 Аэродинамическое качество………………………………………………11 1.4 ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА …………………………………….…….…..13 1.5 ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА ……………………………………...…15 1.6 Первый и второй режимы горизонтального полета……….………….…16 1.7 Кривые Жуковского……………………….……..………………………...17 1.8 Потолок самолета……………………………….……………………..…...21 ПРАКТИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ 2.1 Летно-технические характеристики самолета Вoeing 748-8……………22 2.2 Расчетная часть……………………………………………………………..23 ЗАКЛЮЧЕНИЕ…………………………………………………………….25 Литература………………………………………………………………….26 ВВЕДЕНИЕ Широкофюзеляжный, двухпалубный четырех двигательный, пассажирский авиалайнер Boeing 747-8, разработан компанией «Boeing Commercial Airplanes», и представляет собой новое поколение самолетов семейства «747». Этот самолет, также является самым большим коммерческим авиалайнером, построенным компанией «Boeing», для пассажирских авиаперевозок. Длина Boeing 747-8 на 5,5 метров больше, чем у его популярного предшественника - Boeing 747-400. О работе над новым самолетом, компанией, было объявлено 14 ноября 2005 года. Программа по постройке нового самолета была обозначена как «747 Advanced». При проектировании нового самолета, закладывалась его большая экономичность, экологичность и более низкий уровень шума. Практически через год, в октябре 2006 годы, компанией «Boeing», была утверждена грузовая версия самолета, получившего обозначение Boeing 747-8F (747-8 Freighter). Сборка опытных самолетов проводилась на авиационном заводе, расположенном в городе Эверетт штата Вашингтон. Первый полет на Boeing 747-8 Freighter, был совершен 8 февраля 2010 года. В летных испытаниях было задействовано четыре самолета Boeing 747-8F. 8 мая 2010 года, была начата сборка пассажирской версии авиалайнера, обозначенной как Boeing 747-8I (747-8 Intercontinental). Первоначально предполагалось сделать пассажирский вариант короче грузового, но затем от этой идеи отказались, и обе версии имеют одинаковую длину фюзеляжа, которая составляет 76,25 метра. Первый полет этой версии состоялся 20 марта 2011 года. Boeing 747-8I был сертифицирован 14 декабря 2011 года. Первый коммерческий, пассажирский Boeing 747-8, был поставлен в германскую авиакомпанию «Lufthansa», 25 апреля 2012 года. Пассажирская версия самолета Boeing 747-8I, в трех классовом салоне, способна перевозить 467 пассажиров. Двух классовая компоновка позволяет разместить 581 пассажирское место. Максимально же, самолет способен взять на борт 605 пассажиров. При максимальной загрузки, дальность полета Boeing 747-8I, составляет 14800 километров. Крейсерская скорость полета 917 километров в час. По сравнению с предыдущими самолетами семейства «747», на новом Boeing 747-8, используется усовершенствованная аэродинамика и более современные технологии. В частности крыло самолета стало тоньше и шире, при сохранении такой же стреловидности, что и на Boeing 747-400. На крыльях применены и новые гребневые за концовки крыла, обеспечивающие лучшую аэродинамику и повышающие топливную эффективность. На Boeing 747-8, были установлены новые экономичные двигатели GEnx-2B67, с тягой порядка 296 кН, производства американской фирмы General Electric. Данные моторы не только экономичны, но и обладают более низким уровнем шума, по сравнению с предыдущими моделями. На октябрь 2013 года было произведено 57 единиц самолета Boeing 747-8. Основным конкурентом для этого американского самолета, на сегодня остается европейский авиалайнер AirbusA380.   1.1 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И ИХ КОЭФФИЦИЕНТЫ В результате взаимодействия движущегося самолета с воздушной средой каждая часть самолета испытывает силовое воздействие воздуха, создаются отдельные силы на каждом элементе самолета. Вследствие аэродинамического взаимовлияния (интерференции) частей самолета суммарные силы, действующие на самолет, не равны арифметической сумме отдельно взятых сил. Для того чтобы определить силы, действующие на самолет в целом, его модель продувают в аэродинамической трубе, а затем делают пересчет от модели на самолет, определяя соответствующие аэродинамические коэффициенты. При анализе аэродинамических характеристик оперируют не самими силами и моментами, а их аэродинамическими коэффициентами. Изменения аэродинамических коэффициентов от изменения углов атаки представляют основные аэродинамические характеристики крыла и самолета. Возникающая при обтекании крыла полная аэродинамическая сила R может быть представлена в виде двух ее составляющих: подъемной силы Y и лобового сопротивления Q. Аэродинамические силы определяются по формулам:   S;  Где    — аэродинамические коэффициенты соответствующих аэродинамических сил, определяемые опытным путем, они зависят от формы профиля, формы крыла, компоновки крыла, числа Маха, угла атаки и угла скольжения;  — динамический (скоростной) напор; S — площадь крыла; ρ — массовая плотность воздуха. В изменении величины лобового сопротивления крыла в полете более важное значение имеет индуктивное сопротивление, чем профильное. На положительных углах атаки разрежение над крылом всегда больше, чем под крылом. Частицы воздуха из-под крыла, т. е. от большого давления, будут перетекать в область над крылом — к меньшему давлению. Это перетекание наиболее интенсивно будет происходить на концах крыла, где образуются так называемые вихревые жгуты (свободные вихри), которые следуют за крылом. Величина подъемной силы определяется как составляющая полной аэродинамической силы крыла, вектор которой направлен перпендикулярно направлению потока, обтекающего крыло. Главной частью самолета, создающей подъемную силу, несущую самолет в воздухе, является крыло. Поэтому крыло называют несущей частью самолета, а остальные части, выступающие в поток, — ненесущие. Формула подъемной силы самолета записывается аналогично, как для крыла: Лобовое сопротивление крыла, создающего подъемную силу, учитывается отдельно. Лобовое сопротивление остальных частей самолета суммируется с учетом интерференции и называется вредным, сопротивлением. 1.2 ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА Поляра — графическая зависимость коэффициента подъёмной силы и коэффициента лобового сопротивления от различных углов атаки. Каждая точка кривой соответствует определённому углу атаки, который часто обозначается на графике в виде параметра. График называется полярой, так как с точки зрения физического смысла целесообразно рассматривать его в полярных координатах. В этом случае радиальная координата пропорциональна полной аэродинамической силе, действующей на аэродинамический объект, а тангенс полярного угла равен аэродинамическому качеству K. Для расчетов летных характеристик крыла важно знать одновременное изменение  и  в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициентов от , называемый полярой (Рисунок 1,а).  Рисунок 1. Принцип построения поляры крыла Для построения поляры крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. Выше было отмечено, что при продувках модели на аэродинамических весах замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления X. По формулам рассчитываются коэффициенты:   После расчета коэффициентов на различных углах атаки строится график. Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся в таблицу. Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают значения  , а на горизонтальной -  . Масштабы для и обычно берутся разные. Принято для брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для , так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения в несколько раз больше, чем диапазон изменения . Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки. Если из начала координат, совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны и . лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла. Так как коэффициенты и пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться, что угол, заключенный между векторами и , представляет собой угол качества θ. Угол качества θ можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах и , а поскольку поляры построены, как правило, на разномасштабных коэффициентах и , то угол качества определяется из отношения. Величины аэродинамических сил и их коэффициентов зависят от ориентировки самолета относительно набегающего потока, т. е. от его угла атаки и угла скольжения. Если продуть модель самолета в аэродинамической трубе при различных углах атаки, то получим таблицу значений коэффициента подъемной силы ( ) и коэффициента лобового сопротивления ( ) для различных углов атаки α. По этим значениям строят графики зависимости коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления от углов атаки. Такие графики являются важными аэродинамическими характеристиками. На рис.1 представлен график зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки при различных положениях закрылков для самолета Boing 747-8. При коэффициенте подъемной силы, равном нулю, угол атаки называется углом атаки нулевой подъемной силы  . Он соответствует режиму отвесного пикирования самолета. Для несимметричного профиля при угле атаки, равном нулю, крыло создает положительную подъемную силу. С увеличением угла атаки от , как видим на графике, коэффициент су увеличивается. До угла α = 6° на крыле сохраняется безотрывное обтекание и по α изменяется по линейному закону. При дальнейшем увеличении угла lатаки появляются срывы потока с крыла, которые начинаются у задней кромки и распространяются к передней.  Разрежение над крылом начинает увеличиваться непропорционально увеличению угла атаки. Прямая линия графика переходит в кривую. Этот переход становится особенно заметным с угла атаки 15°. Коэффициент  , продолжая возрастать с увеличением угла α, достигает максимального значения при угле атаки, называемом критическим  =19,2° при не отклоненных закрылках. С увеличением угла атаки больше 15° характер обтекания крыла изменяется. Над задней кромкой крыла поток сильно расширяется, давление в пограничном слое увеличивается, пограничный слой набухает и перетекает от задней кромки крыла к передней; срывы потока с верхней поверхности крыла становятся интенсивнее, в полете начинает ощущаться тряска самолета. На углах атаки больше критического зона срыва потока расширяется, распространяясь по хорде и размаху крыла, коэффициент уменьшается. При отклонении закрылка увеличивается действительный угол атаки при том же положении крыла относительно набегающего потока. Одной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранее было установлено, что коэффициент подъемной силы крыла равен коэффициенту подъемной силы всего самолета а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше крыла на величину . Благодаря этому крыло создает большую подъемную силу, график коэффициента по углу α сдвигается вверх и влево, угол по абсолютной величине увеличивается. При отклоненных закрылках вследствие  влияния щелей местные срывы на крыле не развиваются, ощутимой срывной предупредительной тряски не возникает, зависимость по углу α остается прямолинейной вплоть до критического угла атаки. Поляра устанавливает зависимость между подъемной силой и силой лобового сопротивления, т.е., связь между коэффициентами подъемной силы и лобового сопротивления в скоростной системе координат. Это поляра первого рода. Она представляет собой геометрическое место концов векторов полной аэродинамической силы, действующей на систему пилот-параплан при различных углах атаки. Поляра позволяет определить величину аэродинамического качества для любого угла атаки как тангенс угла наклона радиус-вектора соответствующей точки поляры. По поляре можно определить наивыгоднейший угол атаки, соответствующий максимальному аэродинамическому качеству, если из начала координат провести касательную к поляре.По поляре можно определить точку максимума подъемной силы, соответствующей критическому углу атаки, при котором реализуется режим срыва потока с крыла. Действительный критический угол атаки у крыла с отклоненным закрылком больше, чем при не-отклоненном. Но в аэродинамике принято условно отсчитывать углы атаки с  отклоненным закрылком так же, как при не-отклоненном, поэтому критический угол крыла с отклоненным закрылком считается меньше, чем с не-отклоненным. На величину коэффициента оказывает влияние сжимаемость воздуха при достаточно больших скоростях полета. На Рис. 4 изображены поляры самолета в трех вариантах: - закрылки убраны; - закрылки выпущены во взлетное положение (20°); - закрылки выпущены в посадочное положение (45°). Выпуск закрылков во взлетное положение (15-25°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Су макс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков (или щитков) во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%. При выпуске закрылков (или щитков) в посадочное положение (45-60°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество значительно уменьшается. Но это обстоятельство используется как положительный эксплуатационный фактор - увеличивается крутизна траектории при планировании перед посадкой и, следовательно, самолет становится менее требователен к качеству подходов в створе посадочной полосы. Характерные точки на поляре: на угле атаки нулевой подъемной силы коэффициент = 0; на угле атаки  минимальное лобовое сопротивление соответствует полету на максимальной скорости; наивыгоднейшему углу атаки  соответствует - максимальная величина отношения Y: Q; — критический угол атаки. Угол, заключенный между осью коэффициента и секущей прямой, проведенной из начала координат, называется углом качества. Поляры самолета Boing 747-8 показаны на рис.2 для самолета с не отклоненными закрылками при М = 0,15 и М = 0,5 и с отклоненными закрылками на угол  =15° и  =40° при М=0,15 (шасси убрано). Данные характерных точек поляр самолета при М = 0,15 даны в табл. 1.
Из сравнения поляр и табл. 1 следует: 1) при отклонении закрылков на 15—40° увеличивается максимальный на 24—60% и увеличивается минимальный в 2—5 раз соответственно. На наивыгоднейшем угле атаки увеличивается су в 2—3 раза и — в 1,5—4 раза. Такая большая эффективность закрылков не дает изменять угол их отклонения в непосредственной близости земли с целью исправления расчета на посадку; 2) на малых скоростях полета до 250 км/ч (до точки пересечения поляр) при постоянной скорости полета, самолет с отклоненными закрылками на 15° имеет коэффициент меньший, чем самолет с неотклоненными закрылками. Поэтому на взлете закрылки выгодно отклонять на 15°, но по достижении скорости 250 км/ч закрылки надо убирать ввиду нецелесообразности их дальнейшего использования; 3) Выпуск закрылков на 40° наряду с увеличением в 3 раза увеличивает в 5 раз, что выгодно на посадке: большой обеспечивает малую посадочную скорость, а большой сх обеспечивает быстрое уменьшение скорости на этапах посадки. В результате этого длина посадочной дистанции уменьшается.1.3 АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО А  эродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки:К= Подставив в формулу выражения для подъемной силы Y и лобового сопротивления X, получим формулу такого вида:  Следовательно, аэродинамическое качество можно рассчитывать, как отношение коэффициентов аэродинамических сил  .Поэтому определяющими факторами, влияющими на аэродинамическое качество крыла, являются:- угол атаки, - форма профиля, - относительная толщина и кривизна профиля, - форма крыла в плане, - состояние поверхности крыла.  Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 и более раз. Аэродинамическое качество взаимосвязано с таким понятием, как угол качества  . Угол качества - это угол между векторами подъемной и полной аэродинамической сил. Из векторного треугольника можно вывести следующую формулу: Величина  называется обратным качеством. Формула показывает, что между аэродинамическим качеством и углом качества существует обратная связь: чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот. Влияние угла атаки на аэродинамическое качество крыла. По значениям коэффициентов и , строится график зависимости К от угла атаки. Зависимость аэродинамического качества от угла атакиГрафик показывает: -На угле атаки нулевой подъемной силы К=0, так как на этом угле атаки =0-С увеличением угла атаки качество крыла вначале увеличивается, а затем уменьшается.Максимальной величины качество достигает на некотором угле атаки, который называется наивыгоднейшим Для крыльев современных самолетов =4 8. Увеличение качества до угла атаки объясняется тем, что в этом диапазоне углов атаки на крыле наблюдается плавное обтекание, и подъемная сила растет быстрее, чем лобовое сопротивление. На углах атаки больше из-за роста индуктивного сопротивления, а также из-за срывных явлений на поверхности крыла, подъемная сила увеличивается медленнее по сравнению с лобовым сопротивлением. Аэродинамическое качество снижается. Величина аэродинамического качества во многом зависит от геометрических характеристик крыла. С увеличением относительной толщины и кривизны профиля качество его уменьшается, так как профильное сопротивление таких профилей больше, чем для тонких и симметричных. Величина профильного сопротивления зависит от состояния пограничного слоя. Уменьшить его можно путем ламинаризации профиля. Этого можно достигнуть путем смещения назад (на расстояние примерно до 50% хорды) максимальной толщины профиля и путем отсасывания пограничного слоя с поверхность крыла. Результаты исследований показали, что получаемый выигрыш в качестве позволяет увеличить дальность полета примерно на 40 – 50%. Уменьшение сопротивления можно достигнуть путем применения геометрической крутки крыла. За счет крутки общее индуктивное сопротивление его будет меньше, качество увеличивается. Форма крыла в плане и удлинение крыла влияет, главным образом, на величину индуктивного сопротивления. С увеличением удлинения крыла индуктивное сопротивление его уменьшается, что приводит к повышению аэродинамического качества крыла. Аэродинамическое качество зависит от состояния поверхности крыла. Об этом нельзя забывать при выполнении работ по техническому обслуживанию самолетов. Аэродинамическим качеством самолета (К) называется отношение величины подъемной силы к величине силы его лобового сопротивленияK=Y/Х или K= и На рис.5 показаны кривые изменения аэродинамического качества самолета для различных положений закрылков.  Угол атаки, соответствующий максимальному качеству, называется наивыгоднейшим.Самолет Boing 747-8 имеет максимальное аэродинамическое качество в режиме набора высоты (К=1604) при не отклоненных закрылках и убранном шасси. На крейсерском режиме полета (V=800 900 км/ч) К=16, при взлете — К=14. Наименьшее максимальное аэродинамическое качество 8,0 самолет имеет на наивыгоднейшем угле атаки при отклоненных закрылках на 38° и выпущенном шасси. 1.4 ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА Центром тяжести самолета называется точка приложения равнодействующей сил веса всех его частей. Центровкой самолета называется расстояние от носка САХ до центра тяжести самолета, измеряемое по линии САХ и выражаемое в процентах длины САХ. Центровка самолета изменяется с изменением загрузки самолета, с выработкой топлива, а также при уборке или выпуске шасси. Для самолета с двух щелевым закрылком конструктором установлен следующий диапазон допускаемых в эксплуатации центровок: предельно задняя центровка — 32% САХ (шасси выпущено); предельно передняя центровка —15% САХ (шасси убрано). При уборке шасси центровка уменьшается на 2,3—3,4% САХ в зависимости от полетного веса самолета. Для самолетов с одно щелевым закрылком предельная задняя центровка равна 33% САХ, длина САХ — 2 813 мм; b корн — 3 500 мм. Аналитический метод расчета центровки Под действием положенных грузов положение центра тяжести изменится.  Предположим, что центр тяжести самолета сместится в точку А. Перемещение центра тяжести определяется из уравнения моментов относительно точки А:   Произведя математические преобразования, получим значение перемещения центра тяжести  в единицах длины (мм) Положенные грузы впереди центра тяжести, а равно снятые грузы позади центра тяжести уменьшают исходную центровку. И наоборот, положенные грузы позади центра тяжести, а также снятые грузы спереди центра тяжести увеличивают центровку. Из последней формулы перемещение центра тяжести определяется как отношение алгебраической суммы моментов от сил веса положенных и снятых грузов к окончательному весу самолета. Величина может быть положительной или отрицательной. Изменение центровки в процентах САХ определяется по формуле Новое значение центровки в процентах САХ определяется так:  В практике расчет центровок выполняется при помощи центровочных графиков. 1.5 ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ САМОЛЕТА Полет самолета от взлета до посадки представляет собой сочетание различных видов движения. Наиболее продолжительным видом движения является прямолинейный полет Установившимся прямолинейным полетом называется такое движение самолета, при котором скорость движения с течением времени не изменяется по величине и направлению. К установившемуся прямолинейному полету относятся горизонтальный полет, подъем и снижение самолета (планирование). Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и снижения. На Рисунка показаны силы, действующие на самолет в горизонтальном полете без скольжения, где Y - подъемная сила; Х - лобовое сопротивление; G - вес самолета; Р - сила тяги двигателя. Все эти силы необходимо считать приложенными к центру тяжести самолета, так как его прямолинейный полет возможен лишь при условии, что сумма моментов всех сил относительно центра тяжести равна нулю. Необходимое равновесие моментов летчик создает соответствующим отклонением рулей управления. Из рисунка видно, что вес самолета G уравновешивает подъемная сила самолета Y, а лобовое сопротивление Х - сила тяги Р. Для установившегося горизонтального полета необходимы два условия: Y-G=0 (условие постоянства высоты H=const); Р-Х=0 (условие постоянства скорости V=const) Эти равенства называются уравнениями движения для установившегося горизонтального полета. При нарушении этих равенств движение самолета станет криволинейным и неравномерным. Пользуясь этими равенствами, можно определить скорость, коэффициент подъемной силы, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета.  1.6 Первый и второй режимы горизонтального полета  Первый режим горизонтального полета – полет на скорости больше экономической. В этом случае углы атаки малы, самолет устойчив и управляем, имеет запас по скорости, поэтому рекомендуется выполнять горизонтальный полет только на первых режимах Второй режим горизонтального полета – полет на скорости меньше экономической. В этом случае углы атаки большие, запас скоростей отсутствует, самолет теряет устойчивость, управляемость ухудшается. Установившийся горизонтальный полет на втором режиме практически трудно выполнять. Его осуществление требует повышенного внимания пилота. Установившийся полет на втором режиме труден, опасен и экономически нецелесообразен, поэтому при эксплуатации запрещается выполнять полет на данном режиме. Рассмотрим установившийся горизонтальный полет со скоростью VA, соответствующий точке А на рис.8. Допустим, в результате какого-либо возмущения скорость увеличилась на AV. Летчик, парируя стремление самолета увеличить угол наклона траектории, изменяет отклонение руля высоты, «переводя» самолет в точку А. Как видно из рисунка, при полете со скоростью VAX избыток тяги АР <0, т. е. самолет будет тормозиться и возвращаться к исходной скорости полета VA. Если скорость уменьшить до VA2, то полученный в точке A1 избыток тяг АР>0 разгонит самолет до исходной скорости VA. Таким образом, полет со скоростью VA будет устойчивым. Рассмотрим установившийся горизонтальный полет со скоростью VB. Положительное приращение скорости AV, соответствующее VB, дает. АР >0 и самолет разгоняется, продолжая уходить от исходного состояния равновесия. И, наоборот, AV <0 даст АР <0 и самолет продолжит тормозиться. Таким образом, полет со скоростью  неустойчив. Очевидно, что для устойчивого равновесия необходимо более быстрое возрастание потребной тяги по скорости, чем располагаемой: Режимы, при которых выполняется это условие, называются первыми режимами полета. (Отметим, что данные производные представляют собой тангенсы угла наклона касательных к кривой потребной либо располагаемой тяги.) Если —- < —- это вторые режимы полета. Граница первых и вторых режимов обычно близка к наивыгоднейшей скорости  которая соответствует  . Для изменения скорости полета на первом режиме, например для увеличения от УА до УА, необходимо увеличить тягу так, чтобы кривая  прошла через точку А (рис. 2.19). Образовавшийся избыток тяги АР приведет к разгону самолета от УА до УА, причем скорость  будет выдерживаться устойчиво. В процессе разгона для обеспечения горизонтального полета будет необходимо соответственно изменять угол отклонения руля высоты.1.7 Кривые Жуковского При рассмотрении установившегося движения самолетов с турбореактивными двигателями для определения летно-технических характеристик самолета удобно пользоваться методом тяг, который разработал Н.Е. Жуковский. Метод тяг Жуковского основан на сравнении величин потребной и располагаемой тяг. Потребной тягой  называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета на данной высоте с заданной скоростью. Она численно равна силе лобового сопротивления самолета: Располагаемая тяга  – это максимально возможная суммарная тяга всех двигателей самолета на данной высоте и при данной скорости полета. Сравнение потребной и располагаемой тяг удобно осуществлять, построив совмещенный график зависимостей  от скорости полета V для данной высоты полета и данной массы самолета (см. рис. 8). Такой график называется диаграммой потребных и располагаемых тяг. Рассмотрим характерные точки на этой диаграмме. Точка «1», где пересекаются кривые потребных и располагаемых тяг, очевидно соответствует режиму максимально возможной скорости установившегося горизонтального полета  , т.к. при большей скорости полета потребная тяга будет превышать располагаемую. Точки же, лежащие на кривой = f (V ) левее точки «1» (например, точка «2»), соответствуют установившемуся горизонтальному полету со скоростью, меньшей , в данном случае – со скоростью  ,. Для осуществления такого режима полета необходимо несколько уменьшить тягу двигателя (см. кривую, выполненную штриховой линией) и увеличить коэффициент подъемной силы  .Не вдаваясь в подробности отметим, что летчик имеет возможность в полете управлять тягой двигателя и подбирать угол атаки, обеспечивающий требуемый . Характерной точкой, представляющей особый интерес, является точка «3», которая является точкой касания прямой, проведенной из начала координат к кривой потребных тяг = f (V ). Очевидно, что в данной точке отношение  будет минимальным. При выполнении этого условия, как это станет ясно в дальнейшем, обеспечивается максимальная дальность полета. В точке «4» потребная тяга минимальна. Перепишем формулу (47) для условий установившегося горизонтального полета: Если – минимальна, то аэродинамическое качество K будет максимальным. В разделе, посвященном аэродинамическому качеству (см. п. 1.6.6), мы отметили, что коэффициент подъемной силы и угол атаки, соответствующие максимальному значению качества называются наивыгоднейшими. Отсюда и скорость, соответствующая минимальному значению потребной тяги, также называется наивыгоднейшей и может быть вычислена по формуле: При дальнейшем уменьшении скорости для обеспечения установившегося горизонтального полета наряду с увеличением угла атаки необходимо увеличивать тягу двигателей, т.к. здесь начинает быстро расти индуктивное сопротивление, что приводит к общему увеличению потребной тяги. Точка «6» соответствует минимальному значению скорости установившегося горизонтального полета  . При этом значении скорости необходимо, чтобы самолет летел с максимальным значением коэффициента подъемной силы  , т.е. на критическом угле атаки  . По соображениям безопасности полет на критическом угле атаки считается недопустимым, т.к. любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, приводящие к дальнейшему увеличению угла атаки, вызовут резкое уменьшение  из-за отрыва потока на крыле, что приведет к сваливанию самолета. Поэтому на практике за минимально допустимую скорость полета  принимают скорость, несколько большую, чем (см. точку «5»). Коэффициент подъемной силы при этом берут несколько меньшим:  » 0,8…0,85 Минимально допустимая скорость полета вычисляется по формуле: С помощью диаграммы потребных и располагаемых тяг можно легко определить максимальную скороподъемность  на данной высоте и соответствующую ей скорость набора высоты  . Из уравнений движения при наборе высоты (52) вытекает, что: или, что то же самое:  Перепишем формулу для скороподъемности (53) с учетом (68):  И  з формулы (69) видно, что скороподъемность зависит от избытка тяги ( – ). Очевидно, что максимальная скороподъемность будет при максимальном избытке тяги, т.е. когда разность ( – ) максимальна. Найти эту максимальную разность и соответствующую ей скорость набора высоты можно графически (см. рис. 42), а затем по формуле (69) рассчитать максимальную скороподъемность на данной высоте. С увеличением высоты полета располагаемая тяга падает, а минимальные значения потребной тяги не изменяются (см. рис. 43). Наступает такой момент, когда кривые потребных и располагаемых тяг имеют только одну точку пересечения (при этом  ). На этой высоте установившийся набор высоты невозможен, а установившийся горизонтальный полет возможен только на скорости  . Такая высота называется теоретическим потолком самолета. Однако достичь теоретического потолка самолет в установившемся наборе высоты практически не может, т.к. время набора высоты при этих условиях стремится к бесконечности. Поэтому вводится понятие практического потолка – высоты полета, при которой максимальная скороподъемность не меньше заданной. Для дозвуковых самолетов 3…5 м/с. 1.8 ПОТОЛОК САМОЛЕТА Изменение вертикальной скорости с подъемом на высоту обусловлено изменением избытка мощности. Чем меньше полетный вес самолета, тем больше вертикальная скорость подъема при тех же условиях. Например, у земли при номинальном режиме двигателей для самолетов с полетным весом 21 и 16 т вертикальная скорость соответственно равна 7,1 и 9,8 м/сек. Высота, на которой при номинальной мощности двигателей максимальная вертикальная скорость равна нулю, называется теоретическим потолком самолета; высота, на которой максимальная вертикальная скорость подъема равна 0,5м/сек, называется практическим потолком. Потолок самолета зависит от полетного веса самолета и режима работы двигателей. Чем выше режим работы двигателей и чем меньше полетный вес самолета, тем больше потолок самолета. Практический потолок на несколько сотен метров меньше, чем теоретический потолок. Как правило, полёты на максимальные расстояния производят на высотах, близких к практическому потолку. При этом в ходе полёта из-за уменьшения массы самолёта (полётный вес) километровый расход топлива уменьшается пропорционально полётному весу, а практический потолок увеличивается. То есть за счёт израсходования части топлива можно корректировать высоту полёта, что в итоге приводит к увеличению практического потолка 2.1 Летно-технические характеристики самолета Вoeing 748-8
2.2 Расчетная часть По значениям и вычислим аэродинамическое качество К= / 1 2 |
