Следовательно, если заданы ЛТХ проектируемого самолета, можно определить обеспечивающие их значения проектных параметров

Таким образом, существуют основные проектные параметры самолета – нагрузка на крыло, тяговооруженность и относительная масса топлива - однозначно определяющие ЛТХ самолета.

Определение основных проектных параметров самолета

Покажем, что существуют параметры, определяющие ЛТХ самолета:

Известно, что: откуда, например, , где [даН/м²] – нагрузка на крыло.

Таким образом, V_пос зависит от несущих свойств крыла (С_Упос) и нагрузки на крыло p, а не от абсолютных значений S и G.

Другой пример – разбег самолета:

Известно, что:

-тяговооруженность.

Аналогично можно показать зависимость и других летно-технических характеристик от

Например, градиент набора высоты самолетом на третьем участке

взлета равен:

Или дальность полета самолета на крейсерском участке равна:

В свою очередь, относительная масса топлива определяется как:

Алгоритм выбора основных параметров самолета: p, Po, m топл.

(здесь же отражена зависимость ЛТХ от параметров самолета).

Исходные данные:	ТТТ – общая часть, требования АП-25, ОТТ ВВС, норм прочности и т. п.
ТТТ – спец. часть ® Lрасч., Мкрейс. (Vкрейс.), Нкрейс., mцел. нагр., Vз. п., Vпос., lразб (LВПП класс А), fразб, nу^э,., Vу, .
ВСХ двигателя ®., Р0, Ср0, Ркр, Сркрейс
Статистика (опыт фирмы) ® ккрейс., Сукрейс, Суmax пос., Суmax взл, кнаб., кmax, Сха, Судоп., fразб, результаты аэродинамических продувок, расчетов на прочность, взвешивания агрегатов
№ опер.	Вычисляется	Из условия	Расчетные формулы	Примечание (вывод)
	Относительная масса топлива	; достижения расчетной дальности полета Lp	для такт. самолета L»3R	Строим графики , по L определяем mT
	Нагрузка на крыло	не превышения Vз. п., Vпос	или, если груз сбрасываем mр.гр.,
		обеспечения крейсерской скорости на заданной высоте Vкрейс., Нкрейс®
	для маневренных самолетов	обеспечения маневренных характеристик nу^доп доп., qманевр	, т. к.
	Выбор			Следует проверить возможное размещение GT в крыле
5^0	Проверяется размещение GТ
	Тяговооруженность	обеспечения градиентов набора с одним отказавшим двигателем в различных условиях		KV,P,T – выбирается из всех двигателей или KV,P,T=1,5
		обеспечения горизонтального полета (крейсерского)	; kкрейс»0,9kmax;	;
		обеспечения		Из ранее выведенной формулы lразб
		Для маневренных самолетов	обеспечения скороподъемности		при Н<11 при Н³11
		обеспечения на ® т. е.		P=x=CxqS
		обеспечения заданной установившейся перегрузки при ,		Из динамики полета - горизонт. Полет - маневр
	Выбор
	Принимаются по статистике		Если нет возможности определить эти величины более надежными методами (например, по данным ОКБ)
14*	Взлетная масса во II приближении m0^II	уравнения существования самолета		G^II=m^IIg
	Площадь крыла
	Суммарная тяга всех двигателей		;

* Определение массы самолета в I-ом приближении (п. п. 13, 14) часто сразу выполняют за п. 1.

· Полученные параметры самолета являются исходными для дальнейшей оптимизации.

Дата добавления: 2014-11-20