Располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке находиться по формуле (34)



где – полный запас топлива, затраты топлива:

– на прогрев и опробование двигателей и рулёжку к старту;

– на взлёт; – на набор крейсерской высоты полёта;

– на снижение;

– на круг перед посадкой, посадку и заруливание;

– гарантированный запас и невыработанный остаток топлива.

По данным из таблицы 1.7 [2] рассчитаем затраты топлива:















Для и возьмём значения из таблицы 5:





Потребная тяга:



Располагаемая тягу всех двигателей:



Определим степень дросселирования двигателей с помощью формулы (35)



Определим удельный расход топлива на крейсерском режиме по характеристикам двигателя посредством соотношения (36)

---

Средний километровый расход топлива можно найти по формуле (37)



Дальность и продолжительность полета определяются выражениями 38-39:





Определим полную дальность и полную продолжительность полета с помощью выражений 40-41:





2 Расчёт характеристик продольной устойчивости и управляемости самолёта
2.1 Геометрические и аэродинамические характеристики крыла и оперения

К геометрическим характеристикам относятся следующие параметры:

Площадь горизонтального оперения (ГО)

Площадь руля высоты

Сужение крыла можно найти по формуле (42)



Размах крыла .

САХ крыла и её положение определяется по формулам 43-44:





Размах ГО .

Сужение ГО находиться с помощью формулы (45)



САХ ГО и его положение, аналогично крылу, находиться по формулам 46-47:





Плечо ГО

Удлинение крыла находиться при помощи стандартной формулы (48)



Удлинение ГО соответственно определяется формулой (49)



Стреловидность крыла

Стреловидность ГО

---

Рисунок 11 – Геометрические характеристики самолёта Ил-76

Характеристики профиля крыла берутся из атласа характеристик в [2] функции числа .

Значения профиля пересчитываются на конечное удлинение и стреловидность . Это обстоятельство учитывается в формуле (50)



Угол атаки при нулевой подъёмной силе пересчитывается в радианы.

Аналогичный пересчёт делается для производной . Результаты сведём в таблицу 11, где в качестве аргумента возьмём ряд значений М, охватывающих лётный диапазон.

Таблица 11 – Аэродинамические характеристики крыла и горизонтального оперения

Профиль крыла NACA 23012, = 0,12 Профиль оперения КВ-2С-12, = 0,12
М	0,37	0,49	0,60	0,70	0,80
Мэ=Мcosχ	0,34	0,44	0,54	0,63	0,73
	-1	-1	-1	-1	-1,08
	-0,0174	-0,0174	-0,0174	-0,0174	-0,0188
	0,220	0,222	0,225	0,225	0,228
	6,450	6,800	7,150	7,600	8,100
	4,838	5,100	5,363	5,700	6,075
	-0,006	-0,006	-0,005	-0,005	-0,006
Mэго = M cos χго	0,320	0,424	0,520	0,606	0,693
	5,35	5,50	5,75	6,15	7,2
	3,442	3,539	3,700	3,957	4,633

---

2.2 Расчёт аэродинамического фокуса самолёта

Аэродинамический фокус по углу атаки самолёта (формула 51) складывается из фокуса самолета без горизонтального оперения и смещения фокуса от горизонтального оперения:



где

Координата фокуса эквивалентного прямоугольного крыла берётся из таблицы 9. Поправка на влияние стреловидности крыла учитывается в формуле (52)



Смещение фокуса от влияния фюзеляжа определяется следующими выражениями.

Влияние носовой части фюзеляжа оценивается с помощью выражения (53)



где – длина фюзеляжа;

– ширина фюзеляжа;

– площадь прямоугольника, описанного около контура фюзеляжа в плане;

Необходимые поправки учитываются формулами 54-56:







где – расстояние от носка фюзеляжа до точки, расположенной на 1/4 САХ крыла.

Тогда по формулам 54-56:







Влияние смещения центра давления консоли крыла в присутствии фюзеляжа по сравнению с изолированным крылом оценивается выражением (57)



где берётся по рисунку 2.2 из [2]; , тогда

---

.

Тогда по формуле (57)



Смещение фокуса от влияния гондол двигателей, расположенных на крыле.

Смещение фокуса от гондол двигателей находиться по формуле (58)

(58)

где – число гондол двигателей;

∆x/b - местное смещение фокуса на участках крыла, на которых расположены гондолы, выраженное в долях хорды крыла;

(59)

Значения размеров и определены на рисунке 9 и равны: =4,387 м, b=1,812 м.



(60)

где Сгд = 1,800 м – ширина гондолы двигателя, м;

b = 1,812 м;



(61)

где λгд = 9,01 – удлинение гондолы двигателя





Смещение фокуса от горизонтального оперения находится по формуле (62)



Коэффициент торможения потока в области горизонтального оперения может быть определён с помощью выражения (63)



где – площадь подфюзеляжной части горизонтального оперения. Так как схема оперения Т-образная, то , тогда .

Относительная величина статического момента площади горизонтального оперения:

---

Смотрите также файлы

• Объем от 600 слов (не считая сносок!) Дедлайн.docx

• Значение и история фамилии Чугайнов.docx

• Практическая работа к теме Доверие к государству.docx

• Толкование договора.pptx

• Название философского направления.docx