Определение потребной стартовой тяговооруженности самолета

 

Стартовая тяговооруженность самолета – безразмерная величина, вычисляемая как отношение суммарной статической тяги двигателей в условиях старта Р ₀ к взлетному весу (силе тяжести) самолета. В учебнике [1] стартовую тяговооруженность самолета `Р ₀ наряду с удельной нагрузкой на крыло р ₀ (даН/м²) называют «параметрами завязки» самолета, поскольку эти два параметра самолета совместно влияют на летно-технические характеристики самолета.

.

Обе силы выражаются в даН, поэтому тяговооруженность – величина безразмерная.

Тяговооруженность определяет основные летно-технические параметры самолета, зависящие от энергетических возможностей его силовой установки. К этим параметрам относятся скорости и высоты полета, потолок, скороподъемность, взлетные характеристики, маневренность и др. Исходя из заданных в ТТТ значений летно-технических характеристик, можно определить потребную величину тяговооруженности проектируемого самолета. Выполняется это в следующей последовательности. Вначале намечается список или перечень наиболее важных для данного самолета летно-технических характеристик, достижение которых должно быть обеспечено согласно принятым ТТТ. Для каждой из этих характеристик находится потребное значение тяговооруженности. Наибольшее из этих значений принимается за расчетное для проектируемого самолета, которое обеспечит выполнение всех летных характеристик, заданных в ТТТ.

Примерный перечень условий при расчете потребной тяговооруженности для наиболее распространенных типов самолетов можно представить в следующем виде.

Для неманевренных – пассажирских, транспортных и им подобных самолетов определяющими условиями при определении тяговооруженности будут:

¾ полет на крейсерском режиме со скоростью V _кр на высоте Н _кр;

¾ обеспечение заданной длины разбега ℓ;_разб;

¾ взлет при отказе одного двигателя на разбеге;

¾ если предусматривается эксплуатация самолета с грунтовых аэродромов, то добавляется еще одно условие: страгивание самолета с места на размокшем грунте.

Для самолетов маневренных – истребители, спортивные, учебно-тренировочные кроме обеспечения ℓ;_разб войдут требования:

¾ полет на V _max(М _max );

¾ скороподъемность у земли с вертикальной скоростью V _y0;

¾ обеспечение заданного потолка Н _п;

¾ маневр с перегрузкой n _доп.

Для стратегических ракетоносцев кроме взлетного режима и режима М _max на большой высоте добавится режим полета c V _max на предельно малой высоте полета.

Далее приводятся расчетные формулы определения потребной тяговооруженности для основных режимов полета самолетов с газотурбинными двигателями.

2.4.1 Крейсерский режим со скоростью Vкр на высоте Нкр:

;

где x (М _крейс) – учитывает изменение тяги по скорости полета (см. [1], с.83);

;

для М _крейс=0,8–0,9 можно принимать ξ;≃1

φ;_н – поправка на высоту полета:

для Н < 11км φ;_н =∆^0,85;

для Н > 11км φ;_н = 1,2∆;

∆ –относительная плотность воздуха на Н _кр (МСА, ПРИЛОЖЕНИЕ Б)

φ;_др =(0,8 – 0,9) – поправка на дросселирование для крейсерского режима работы двигателей;

К_кр =(0,85 – 0,9)К_max – аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета.

 

2.4.2 Обеспечение заданной длины разбега ℓразб:

;

где p₀ – удельная нагрузка на крыло;

ƒ; – коэффициент трения колес шасси при разбеге. Обычно принимаются следующие величины [1]:

Тип поверхности	fразб
Укатанный снег и лед	0,02
Сухое бетонное покрытие	0,02
Мокрое бетонное покрытие	0,03
Твердый грунт	0,07
Мокрый травяной покров	0,06
Травяной покров	0,08

 

К_разб – аэродинамическое качество самолета при разбеге [1]:

Тип самолета	Кразб
Сверхзвуковые самолеты	5..6
Дозвуковые самолеты	8..10

С_{ya max взл} – коэффициент подъемной силы крыла при взлете [1 :

- при эффективной механизации крыла,

- при средней механизации крыла,

- для сверхзвуковых самолетов нормальной схемы,

- для самолетов бесхвостовой схемы,

 

С_{ya max взл =}

 

2.4.3 Взлет при отказе двигателя на разбеге:

;

где n _дв – число двигателей на самолете;

К _наб – аэродинамическое качество самолета при наборе высоты

К _наб≃1,2 К _разб;

tgӨ;_min=0,024 для n _дв=2;

tgӨ;_min=0,027 для n _дв=3;

tgӨ;_min=0,030 для n _дв=4;

2.4.4 Тяговооруженность по условию страгивания с места самолета на грунтовых ВПП:

,

где f_кач = 0,1 – 0,12 – коэффициент трения качения для размокшего грунта.

2.4.5 Обеспечение максимальной скорости V _max (М _max) на заданной высоте Н _vmax

;

или

;

Где q _M=1 – скоростной напор при М =1 на высоте Н _{м max} (берется по МСА, ПРИЛОЖЕНИЕ Б).

 

2.4.6 Полет на статическом потолке Н _п:

дозвуковые самолеты

;

сверхзвуковые самолеты

.

2.4.7 Полет с заданной установившейся перегрузкой n _{y э}= n _доп при заданных V и Н:

В случаях 5, 6 и 7 для маневренных самолетов j _др= 1 для бесфорсажных режимов и j _др = 1,3 - при полете с форсажем двигателей.

2.4.8 Полет с заданной скороподъемностью V _y0:

;

для Н = 0: j _др = 1, скорость равна наивыгоднейшей V = V _нвг,

j _др = 1 для номинального режима; на форсаже – 1,3–1,6.