МІНІСТЕРСТВО  ОСВІТИ І  НАУКИ УКРАЇНИ

ЗАПОРІЗЬКИЙ  АВІАЦІЙНИЙ  КОЛЕДЖ

Ім.О.Г.Івченка

 

 

Спеціальність 5.05110201 «Виробництво авіаційних двигунів»

( шифр  спеціальності)

 

 

 

                                                                                            „ЗАТВЕРДЖЕНО”

                                                                                                заст.директора з НВР

_________________В.І. Сніжко

„____”_______________20___р

 

 

 

 

ІНСТРУКЦІЯ

ДО  ПРАКТИЧНОЇ РОБОТИ № 2

2 (ГОДИН)

 

Розрахунок та побудова кривих потрібних та наявних тяг.

назва  роботи

 

з дисципліни   «Літальні апарати»

 

 

 

 

 

     Інструкцію розробив:

                                                  Викладач______________(Кравчук Ю.С.)

 

 

 

 

                                                  Розглянуто на засіданні  ПЦК:

«Авіаконструкторських дисциплін»    

    

Протокол № ____ від „___”__________20____р.

                                                  Голова ПЦК____________( Кравчук Ю.С.)

 

Практична робота 2

Тема: Розрахунок та побудова кривих потрібних та наявних тяг.

Мета: Навчитися визначати розрахунковим шляхом основні льотно-технічні характеристики літаків цивільної авіації з врахуванням експлуатаційних обмежень на базі вихідних даних, наведених у заданому варіанті.

 

Теоретичні відомості

Вперше визначення льотних характеристик літака зіставленням потрібних та наявних тяг було запропоновано Н.Є. Жуковським. Виражається 
воно залежністю Рпот. і Рн. від швидкості польоту. 

Наявною тягою (Рн) називається тяга, що розвивається двигуном при 
даному числі обертів. Наявна тяга залежить від числа обертів, висоти, 
швидкості польоту і визначається за формулою

 

Рн = m(W-V)

де Рн - наявна тяга; 

m - секундна витрата повітря через двигун; 

W - швидкість витікання газів з реактивного сопла; 

V - швидкість польоту літака. 

З теорії реактивних двигунів відомо, що зі збільшенням швидкості польоту при постійній висоті і незмінному режимі роботи двигуна тяга зменшується. 

Із збільшенням висоти польоту внаслідок зменшення щільності і витрати повітря через двигун наявна тяга зменшується. 

По кривим потрібних і наявних тяг можливо визначити характерні 
швидкості горизонтального польоту для літака.

Рисунок 1. Криві потрібних та наявних тяг.

Максимальна швидкість - найбільша швидкість, що розвивається літаком на максимальному режимі роботи двигуна (зазвичай номінальному). З рис. 1 видно, що політ зі швидкістю більше максимальної неможливий, так як для польоту на цій швидкості потрібна більша тяга, чим створює двигун. Цю швидкість іноді називають максимально-теоретичною, так як вона відповідає на важких літаках великим швидкісним напорам.

Мінімальна швидкість - найменша швидкість, при якій підйомна сила літака ще дорівнює силі тяжіння і відповідає польоту на критичному вуглі  атаки при Суа max. Іноді цю швидкість називають мінімальної теоретичною.

Іноді цю швидкість вважають швидкістю звалювання літака (Vсв). 
На практиці звалювання відбувається на декілька більших швидкостях:

Діапазон швидкостей Vmin теор - Vmax називається теоретичним діапазоном швидкості горизонтального польоту. Діапазон швидкостей характеризує ступінь досконалості літака. Збільшення максимальної швидкості може бути досягнуто збільшенням тяги двигунів і покращенням аеродинаміки літака. Зменшення ж мінімальної швидкості може бути здійснено за рахунок збільшення Cу мах при випуск механізації крила.

Потрібною тягою для горизонтального польоту (Рпотр) називається тяга, яка еобхідна для подолання лобового опору літака на даному куті атаки. Ця тяга необхідна для створення потрібної швидкості на даному куті атаки.

Аналізуючи формулу, можна з'ясувати залежність потрібної тяги від таких факторів, як польотна маса і аеродинамічний якість. Наприклад, із збільшенням польотної маси літака потрібна тяга збільшується, а зі збільшенням аеродинамічного якості - зменшується. Найменша потрібна тяга відповідає польоту з максимальною якістю. 

При малих швидкостях, коли щільність повітря не проявляється, потрібна тяга від висоти не залежить, якщо кут атаки зберігати постійним. 

При випуску шасі і механізації, а також при обмерзанні літака збільшується опір літака, аеродинамічна якість зменшується, а  Рпотр збільшується. 
Кожному куті атаки відповідає певна потрібна швидкість і тяга.

Найвигіднішою швидкістю горизонтального польоту називається така швидкість, при якій потрібна тяга має мінімальну величину (Рпотр min) і 
визначається проведенням дотичної до кривої потрібної тяги паралельно 
осі швидкостей. 

Політ на найвигіднішою швидкості відбувається на найвигіднішому вугіллі атаки при найбільшій аеродинамічній якості літака.

Найвигідніша швидкість є межею двох режимів польоту: 1-го і 
2-го. (рис. 2).

Перший режим польоту є основним в експлуатації, на ньому літак має
добру стійкість, керованість і відповідає всім вимогам безпеки польоту. Політ літака виконується на великих швидкостях. 

У другому режимі політ літака виконується на малих швидкостях (більших кутах атаки), має погану стійкість, керованість. Не рекомендований  в експлуатації літака. 

Рисунок 2.

 

Крейсерську швидкість горизонтального польоту визначають проведенням дотичної з початку координат кривих потрібних і наявних тяг до кривої  Рпотр. На крейсерській швидкості кілометрові витрати палива мінімальні, а дальність польоту найбільша.

 

 

 

Хід роботи

1.1. Розрахунок та побудова кривих потрібних тяг.

 

Для розрахунку швидкостей сталого горизонтального польоту використовується графоаналітичний метод – спрощений метод тяг (потужностей).

Метод тяг використовується, якщо на літаку установлені ТРД.

Для літаків з турбогвинтовими (поршневими) двигунами доцільно використовувати метод потужностей.

Криві потрібних тяг (потужностей) розраховуються для висот, на яких побудовані польотні поляри (незалежно від типу літака та значення розрахункової висоти польоту Н_р).

 

Порядок розрахунку:

1.               Виконується розрахунок найменшої теоретичної швидкості горизонтального польоту. Так, для Н=0 м найменша швидкість горизонтального польоту (швидкість звалювання) буде визначитися  за значенням

,  [м/с],

де – береться за полярою для найменшого значення числа М.

Значення максимальної швидкості визначається за максимальним числом М_mах, для якого ще задана залежність .

, [м/с],

де – швидкість звуку для висоти Н [м].

Таким чином, буде отримано діапазон зміни справжньої швидкості горизонтального польоту для заданої маси літака .

Отриманий діапазон зміни справжньої швидкості (від до ) доцільно розбити на частини з інтервалом зміни швидкості 1030 м/с. Причому, менше значення швидкості береться у діапазоні від до середнього значення швидкості

, [м/с].

2. На розрахунковій висоті обчислюють значення коефіцієнту А₁

,  [м²/с²].

Для кожного значення дійсної швидкості обчислити величину потрібного коефіцієнту підйомної сили

, [-].

Результати розрахунків зводяться в табл. 1.

3. Для отриманих значень за польотною полярою визначити відповідне значення коефіцієнту лобового опору . Результати занести в табл.

4. Обчислити значення аеродинамічної якості

,  [-].

5. Підрахувати потрібну тягу

, [H].

6. Криві потрібних тяг (потужностей) зазвичай будуються у залежності від істинної швидкості, взятої в “км/год”. Тому швидкість, отриману в П.1, необхідно перевести в “км/год” шляхом помноження на коефіцієнт 3,6.

 

Таблиця 1

Характеристики горизонтального польоту літака (Н=  , m_ср=… кг)

№ п/п	Параметр	Прийняті чи отримані дані
1	, [м/с]				…
2	, [-]	Розраховується
3	, [-]	Береться з польотної поляри для прийнятої висоти
4	К, [-]	Розраховується
5	РП, [Н]	Розраховується
7	3,6,[км/год]	Розраховується

 

7. За результатами розрахунку побудувати криві потрібних тяг (див. рис. Д2).

 

1.2 Розрахунок та побудова кривих наявних тяг літака з ТРД

 

Наявна тяга силової установки ПС залежить від висоти польоту, швидкості польоту та положення важеля керування двигуном. Тягові та економічні можливості силової установки передають висотно-швидкісні і дросельні характеристики. Висотно-швидкісні та дросельні характеристики двигуна наведені в керівництві з технічної експлуатації даного типу двигуна. Для розрахунків характеристик горизонтального польоту та набору висоти використовуються висотно-швидкісні характеристики двигуна на номінальному режимі роботи.

Тоді наявну тягу ПС з ТРД розраховують за співвідношенням

, [Н],   (1.1)

де і – число двигунів, що входять до складу силової установки, Р_дв – абсолютне значення тяги двигуна на відповідній висоті польоту Н при швидкості польоту V_iд, k_р – коефіцієнт, що враховує втрати тяги двигуна, пов’язані з його установою на планер ПС.

Втрату тяги двигуна обирають в діапазоні 4-8% (тобто k_Р=0,96-0,92). Менші значення втрат тяги у двигунів, розташованих на пілонах крила (Іл-86, Іл-96, Ан-124), більші у ПС з двигунами, розташованими на фюзеляжі (Ту-154, Як-40, Як-42).

Криві наявних тяг розраховуються для тих же висот, для яких розраховані криві потрібних тяг.

 

Порядок розрахунку

1.   Задаємося діапазоном зміни чисел Маха від М=0,2 до М=М_mах. Значення М_mах визначається найбільшим числом Маха, при якому задана крейсерська поляра. Дискретність змін числа М доцільно вибрати порядку 0,1-0,15.
2.   Для заданих висот польоту провести розрахунок дійсної швидкості польоту, відповідно отриманих значень чисел Маха

, [м/с],

де – швидкість звуку на заданій висоті польоту.

3.   Використовуючи висотно-швидкісні характеристики двигуна (Додаток 1) визначити значення тяги Р_дв на заданій висоті польоту при відповідній дійсній швидкості. Результати занести в табл. 2.
4.   Підрахувати наявну тягу силової установки ПС за формулою (1.1).
5.   Розрахунки рекомендується звести в табл. 2. За даними табл. 2 побудувати криві наявних тяг на рисунку, де були побудовані криві потрібних тяг (див. рис. Д 2).

 

Таблиця 2

Розрахункова таблиця для побудови кривих наявних тяг

 

Висота	Величина	Прийняті чи отримані дані
	М [-]	0,2	0,3	…
Н=   ____  м =  ___  м/с				Визначаються
				Обчислюється
				Обчислюється

 

 

Порядок виконання роботи

 

1. Контроль готовності студентів до заняття.

2. Розрахунок та побудова кривих потрібних тяг.

3. Розрахунок та побудова кривих наявних тяг літака з ТРД.

4. Оформлення звіту.

5. Опитування студентів, захист.

 

 

 

 

КОНТРОЛЬНІ ПИТАННЯ

 

1. Дати визначення потрібна тяга?
2. Дати визначення наявна тяга?
3. Які параметри вистежують за графіками кривих потрібних та наявних тяг?

 

Література:

Базова:

1.        ГОСТ 4401-73. Стандартная атмосфера. Параметы. – М.: Издательство стандартов, 1974. – 117 с.
2.        Никитин Г. А. Основи авиации. – М.: Транспорт, 1984г. – 261с.
3.        Т.И.Лигум Практическая аэродинамика и динамика полёта турбореактивных самолётов, Транспорт, 1967г.

 

Допоміжна:

 

1. Егер С.М., Матвеенко А.М., Шаталов И.А. Основы авиационной техники: Учебник. - М.: Изд-во МАИ, 1999г. - 576 с.
2.  Е.С.Галашев, Н.М.Лысенко Аэродинамика и динамика полёта манеренных самолётов. Воениздательство, 1984г. – 582с.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Додаток 1. Варіанти

Ан - 74 ОКБ О.К.Антонова

Широкофюзеляжний транспортний літак короткого зльоту та посадки

(~4350) км)

 

 

Задані параметри	Номер завдання
	0	1	2	3	4	5	6	7	8	9
mзл, т	24,8	25,8	26,8	27,8	28,8	29,7	30,8	32,0	33,0	34,5
Н, м	4000	6000	8000	10000	12000	4000	6000	8000	10000	12000

 

 

 

Двигуни:

ТРДД Д-36 (2 × 60 кН)

Д-36 Запорізьке АТ «МоторСіч»

 

Двоконтурний газотурбінний двигун

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Тяга на злітному режимі, кН                        60

 

    Залежність тяги від швидкості та висоти польоту

Ан - 74 ОКБ О.К.Антонова

Широкофюзеляжний транспортний літак короткого зльоту та посадки

(~4350) км)

 

 

Задані параметри	Номер завдання
	0	1	2	3	4	5	6	7	8	9
mзл, т	24,8	25,8	26,8	27,8	28,8	29,7	30,8	32,0	33,0	34,5
Н, м	2000	4000	6000	2000	4000	6000	8000	10000	12000	8000

 

 

Двигуни:

ТРДД Д-36 (2 × 60 кН)

Д-36 Запорізьке АТ «МоторСіч»

 

Двоконтурний газотурбінний двигун

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Тяга на злітному режимі, кН                        60

 

    Залежність тяги від швидкості та висоти польоту

Як - 42 ОКБ О.С. Яковлєва

Пасажирський літак для авіаліній малої дальності.

 (~3350 км)

 

Задані параметри	Номер завдання
	0	1	2	3	4	5	6	7	8	9
m зл, т	43,8	44,9	46,0	47,2	48,3	49,5	50,6	52	53,2	54,3
Н, м	2000	4000	6000	8000	10000	12000	4000	6000	8000	10000

 

 

Двигун:

ТРДД Д-36 (3 × 60 кН).

Д-36 Запорізьке АТ «МоторСіч»   Двоконтурний газотурбінний двигун                     Тяга на злітному режимі, кН                        60       Залежність тяги від швидкості та висоти польоту

Додаток 2. Приклад побудови кривих потрібних та наявних тяг.                                                                                       Рис. Д2 Криві потрібних та наявних тяг                             (літак Ан-74,mзл=32000 кг)