2.2.1. Дальность полета с учетом влияния ветра
Дальность полета с учетом влияния ветра определяется по формуле
,
(23)
Где Wэ – скорость эквивалентного ветра, определяемая по формуле (17).
Расчет по формуле (23) аналогичен расчету по выражению (20).
2.2.2. Дальность полета при отказе двигателя
При отказе двигателя (двигателей) в процессе полета, сразу же после восстановления равновесия, полет следует проводить со скольжением в сторону работающего двигателя (двигателей). Для этого самолету придается незначительный угол крена в сторону работающего двигателя (двигателей ). Во избежание создания отрицательной тяги винт неработающего двигателя переводится во флюгерный режим. В аэродинамических расчетах в курсовом и дипломном проектировании можно принять, что коэффициент сопротивления самолета от неработающего двигателя увеличивается на величину ΔСх ≈ 0,001. перевод работы винта во флюгерный режим приводит и к уменьшению коэффициента подъёмной силы, однако в первом приближении изменением Су можно пренебречь.
Дальность полета до момента отказа двигателя определяется по вышеприведенной методике.
Вес самолета в момент отказа двигателя определяется по формуле
,
(24)
где t – время полета от момента начала крейсерского участка полета до момента отказа двигателя.
Дальность полета определяется в следующей последовательности.
1. Строятся кривые потребных и располагаемых тяг, по которым определяется диапазон горизонтальных скоростей полета и высота практического потолка для ряда весов самолета.
2. зная диапазон горизонтальных скоростей и высоту практического потолка, по зависимости (20) определяется дальность полета согласно вышеприведенной методике.
3. Расчет дальности полета на участке снижения
Дальность полета на участке снижения можно определить по выражению
,
где Н – высота
полета с которой начинается снижение;
g
= 9,81м/с2;
nх
– ускорение самолет вдоль траектории
снижения
;
Р – тяга двигателей при снижении.
Если снижение установившееся, то nx = 0, и
.
Если снижение установившееся и двигатели выключены или развивают столь малую тягу, что можно положить P ≈ 0 (такой режим называется планированием), то дальность определяется как
Lсн = К·Н .
4. Особенности расчета дальности полета сверхзвуковых самолетов
При расчете дальности полета сверхзвуковых самолетов необходимо учитывать следующие обстоятельства. В некотором диапазоне высот у сверхзвукового самолета избыток тяги ΔP может иметь несколько максимумов, что приводит к достаточно сложной зависимости изменения максимальной вертикальной скорости от высоты (кривая 1 на рис.5).
В связи с этим самолет может иметь два значения теоретического потолка (см. кривая 2 на рис.5): дозвуковой (Н1) и сверхзвуковой (Н2). При наборе высоты, такой самолет вначале на высотах ниже дозвукового потолка, разгоняется в горизонтальном полете до сверхзвуковой скорости, а затем продолжает подъём. Приблизительный график подъёма показан на рисунке 6, где участок 1 – набор высоты ниже дозвукового потолка; участок 2 – горизонтальный полет с разгоном до сверхзвуковых скоростей; участок 3 – подъём до высоты крейсерского полета; участок 4 – крейсерский участок полета.
Расчет дальности полета на участках 1 и 3 (L1 и L3) проводится аналогично расчету набора высоты дозвукового самолета (см. стр.1). Необходимо лишь учесть особенности протекания кривых потребных и располагаемых тяг сверхзвуковых самолетов.
Расчет дальности полета на крейсерском участке полета 4 также аналогичен расчету дальности полета дозвукового самолета (см. с.3).
Дальность полета на участке 2 приближенно можно определить по формуле
,
(25)
где nx – перегрузка по оси Х
,
(26)
tp – время разгона.
Предполагая, что угол атаки при разгоне небольшой, можно провести расчет дальности в следующей последовательности.
1. Определяется коэффициент подъёмной силы
,
где α0
– угол атаки нулевой подъёмной силы;
φдв
– угол установки двигателей;
- производная коэффициента Су
по углу атаки.
2. По поляре определяется коэффициент Сх.
3. Определяется перегрузка nx по формуле (26).
4. Определяется зависимость скорости полета от времени
,
где V0 скорость самолета в начале участка разгона. Интеграл решается численно или графически.
5. Определяется дальность участка разгона
.
В частном случае, если nx = const, то получим простые выражения для скорости самолета в конце участка разгона
,
а длины участка разгона
.
При этом тяга двигателей изменяется по следующей зависимости
.
Длина участка набора высоты сверхзвукового самолета определяется выражением
Lп = L1 + L2 +L3 .
РАСЧЁТ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЁТА САМОЛЁТА
МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ
к выполнению курсовой и дипломной работ
по дисциплине «Аэродинамика и динамика полёта»
для студентов специальности 160100.65 «Самолето-
и вертолетостроение» очной и очно-заочной форм обучения
Составитель
Сатин Валерий Александрович
В авторской редакции
Подписано к изданию 15.10.2012.
Уч.- изд. л. 1,1. «С»
ФГБОУ ВПО «Воронежский государственный технический университет»