Метою даної лабораторної роботи є навчання рішенню проектних завдань, відомих з курсу «Проектування літаків», з використанням обчислювальної техніки і програмного загальносистемного забезпечення термінального класу кафедри 101; отримання практичних навичок автоматизованого рішення проектних завдань із застосуванням інформаційних технологій.
Прототипи - Ту-204С і Ту-204СМ
- вага цільової навантаження;
- вага службової навантаження і спорядження.
Формула для визначення злітної ваги літака в першому наближенні:
,
де, зі статистичних даних [1, стор. 130]:
- відносна вага конструкції,
- відносна вага силової установки,
- відносна вага обладнання і управління;
- відносна вага палива;
З технічного завдання:
- вага цільової навантаження;
з даних літаків-прототипів:
- вага службової навантаження і спорядження.
Підставами дані в формулу злітної маси літака в першому наближенні, отримаємо:
.
Розрахунок питомого навантаження на крило і тяговооруженности літака
Визначаємо потрібну питоме навантаження на крило літака
Випадок 1. Посадка [1, стор. 92]:
,
де, статистичних даних [1, стор. 88]:
- максимальний коефіцієнт підйомної сили при посадці;
зі статистичних даних [1, стор. 130]:
- відносна вага палива;
З технічного завдання:
Підставами дані в формулу питомого навантаження на крило при зльоті, отримаємо:
.
Випадок 2. Крейсерський режим польоту [1, стор. 92]:
,
де, з попередніх досліджень:
= 0,526 - коефіцієнт підйомної сили на крейсерському режимі польоту;
З технічного завдання:
V = 236,1 [м / с] - швидкість крейсерського польоту;
зі статистичних даних [1, стор. 130]:
- відносна вага палива;
- щільність повітря на висоті польоту 12 км.
Підставами дані в формулу питомого навантаження на крило при крейсерському режимі польоту, отримаємо:
.
Потрібна питоме навантаження на крило літака p0min0; p''0) = 568 даН / м2.Визначаємо потрібну тяговооруженность літака
Випадок 1. Зліт при відмові двигуна [1, стор. 92]:
,
де, з попередніх досліджень:
nдв = 2 - число двигунів літака;
Кнаб = 14 - аеродинамічна якість літака на режимі початкового набору висоти;
з НЛГС-2 для nдв = 2 [1, стор. 77, табл. 4.3]:
tgθ = 0,024 - тангенс кута нахилу траєкторії на режимі початкового набору
Підставами дані в формулу тяговооруженности літака при зльоті з двигуном, що відмовив, отримаємо:
Випадок 2. Крейсерський режим польоту [1, стор. 92]:
,
де, з попередніх досліджень:
Ккрейс = 16 - аеродинамічна якість літака на крейсерському режимі польоту;
зі статистичних даних [1, стор. 89]:
- коефіцієнт, що враховує ступінь дросселирования двигуна на крейсерському режимі польоту;
Δ = 0,256 - відносна щільність повітря на висоті польоту 12 км;
ξ - коефіцієнт, що враховує зміну тяги по швидкості, дорівнює:
,
де Мкрейс = 0,8 - число Маха на крейсерському режимі польоту.
Підставами дані в формулу тяговооруженности літака при крейсерському режимі польоту, отримаємо:
Випадок 3. злітна режим при заданій довжині розбігу літака [1, стор. 93]:
де, з розрахунку «a)» цього розділу:
p'0 = 568 [даН / м 2] - питоме навантаження на крило літака;
зі статистичних даних [1, стор. 90]:
- максимальний коефіцієнт підйомної сили при зльоті;
зі статистичних даних [1, стор. 76]:
- аеродинамічна якість літака при розбігу;
- коефіцієнт тертя коліс шасі при розбігу;
з попередніх досліджень:
- довжина розбігу літака.
Підставами дані в формулу тяговооруженности літака при зльоті із заданою довжиною розбігу, отримаємо: