Sw-motors.ru

Автомобильный журнал
1 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое взлетная тяга двигателя

Что такое взлетная тяга двигателя

© 2017 Ольшевский Андрей Георгиевич

Сайт www.super-code.ru наполняется бесплатными книгами

Часть 1. Расчет летно-тактических характеристик транспортного самолета

Исходные данные

Расчетная масса самолета m =

Расчетная высота полета H =

Расчетное число М полета

Количество двигателей силовой установки nдв =

Коэффициент приведения тяги двигателя K =

Длина самолета в линии полета без ПВД

Площадь крыла S =

Размах крыла 45 м

Средняя аэродинамическая хорда 5,5 м

Полетная масса самолета 80 000. 125 000 кг

Положение центра масс (центровка)

самолета 0,30. 0,40 ba

Момент инерции Ix 8 000 000 . 10 000 000 кг ⋅ м2

Момент инерции Iy 10 000 000 . 15 000 000 кг ⋅ м2

Момент инерции Iz 8 000 000 . 10 000 000 кг ⋅ м2

1.1. Расчет и построение кривых располагаемых и потребных тяг для прямолинейного горизонтального полета.

Параметры стандартной атмосферы на расчетной высоте H

Давление на расчетной высоте

Скоростной напор, Па

Коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете

Коэффициент силы лобового сопротивления cxaГП определяем с помощью поляры самолета

в полетной конфигурации на рисунке П6.39 [1]

Сила лобового сопротивления

В установившемся горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга

Скоростной напор, Па

Коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете

Коэффициент силы лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1]

Сила лобового сопротивления

В установившемся горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга

Скоростной напор, Па

Коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете

Коэффициент силы лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1]

Сила лобового сопротивления

В установившемся горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга

Скоростной напор, Па

Коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете

Коэффициент силы лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1]

Сила лобового сопротивления

В установившемся горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга

Скоростной напор, Па

Коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете

Коэффициент силы лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1]

Сила лобового сопротивления

В установившемся горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга

Скоростной напор, Па

Коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете

Коэффициент силы лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1]

Сила лобового сопротивления

В установившемся горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга

Скоростной напор, Па

Коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете

Коэффициент силы лобового сопротивления по поляре на рисунке П6.39 [1]

Сила лобового сопротивления

В установившемся горизонтальном прямолинейном полете потребная тяга

Таблица 1. Расчет потребной тяги силовой установки для прямолинейного горизонтального полета для разных M

Величина тяги одиночного двигателя определяется с помощью высотно-скоростных характеристик двигателя для заданного режима его работы и условий полета (числа М и высоты полета Н).

Располагаемая тяга — это тяга силовой установки на заданных режимах полета и работы двигателей

Тяга двигателя по высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1]

Тяга двигателя по высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1]

Тяга двигателя по высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1]

Тяга двигателя по высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1]

Тяга двигателя по высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1]

Тяга двигателя по высотно-скоростным характеристикам на взлетном режиме по рисунку П6.8 [1]

Таблица 2. Расчет располагаемых тяг силовой установки для разных чисел M

Рисунок 1 — Кривые Н. Е. Жуковского (кривые потребных и располагаемых тяг горизонтального прямолинейного полета) неманевренного дозвукового тяжелого самолета

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Кривель С. М. Динамика полета. Расчет летно-технических и пилотажных характеристик самолета: Учебное пособие. — 2-е изд., перераб . и доп. — СПб.: Издательство «Лань», 2016. — 192 с.

Вы можете поддержать развитие сайта с помощью платежной формы ниже. Также Вы можете оплатить консультационные и прочие услуги Ольшевского Андрея Георгиевича

расчет тяги

Тема раздела Самолеты с ДВС. Общие вопросы в категории Cамолёты — ДВС; Здравствуйте! а существует ли какаянибудь зависимость, формула чтобы расчитать приблизительно необходимую тягу для самолета, основываясь на площади крыла и весе. .

Опции темы
  • Версия для печати
  • Отправить по электронной почте…
  • Подписаться на эту тему…

расчет тяги

Здравствуйте!
а существует ли какаянибудь зависимость, формула чтобы расчитать приблизительно необходимую тягу для самолета, основываясь на площади крыла и весе.

Здравствуйте!
а существует ли какаянибудь зависимость, формула чтобы расчитать приблизительно необходимую тягу для самолета, основываясь на площади крыла и весе.

Есть прекрасная програмулина Prop Selector найти ее можно здесь на сайте
она считает статическую тягу относительно оборотов движка и параметров винта диаметр и шаг постоянно ей пользуюсь можно сказать что на 90% показывает правду сам с динамометром мерил примерно те же показатели может грам на 100-200 различаются.

Существует номограмма, связывающая три главных параметра существования самолета — взлетную массу, площадь крыла, мощность двигателя. (В принципе можно перейти и к тяге.) Номограмма основана на статистическом методе. Здесь учитывается, во-первых, назначение модели (мотопланер, тренер, акробат), во-вторых, основной материал конструкции (бальза, сосна/фанера, стеклопластик). По этой методе можно оценить потребные значения основных параметров и прикинуть, что это будет за самолет.

Делитесь. если существует.

ОК! отсканирую и выложу. Это давнишний материальчик из Крылышек, может быть многим интересен.

Читать еще:  Alt двигатель ауди характеристики

Потребная тяга в горизонтальном полете равна весу самолета, поделенному на его аэродинамическое качество.
Но в горизонте никто не летает.
Поэтому все эти диаграммы и номограммы очень условны. Планеры вообще без тяги летают. Причем часами.

Я же написал номограмма основана на СТАТИСТИЧЕСКОМ методе проектирования, взятом из большой авиации и дает хорошее представление о взаимосвязи m0, S и Nдв А планера часами летают не просто так, а в термиках, ибо дальше Н*К ни один планер не улетит

А ГП — это один из основных расчетных режимов полета ЛА (разгоны, торможения, балансировки и. т. д., вспомнили?)

И зачем огульничать: «все эти. «

Здравствуйте!
а существует ли какаянибудь зависимость, формула чтобы расчитать приблизительно необходимую тягу для самолета, основываясь на площади крыла и весе.

Основываясь просто на своем опыте могу сказать, что для ДВС 1лс на 2кг веса самолет будет шустрить без проблемм, т.е. все что хочеш, хоть кобру. Для электролета сила тяги где то в половину веса самика уже ничего, если сила тяги равна весу то соответственно делай выводы-мордой вверх и висим.

А если площадь крыла 1м. кв. Я посмотрю, как он пошустрит. Помимо тяговооруженности не надо забывать про сопротивление и моменты инерции (читай — управляемость). А в остальном согласен

Вот-вот. Статистический подход — штука сама по себе сомнительная. Это как средняя по больнице температура у больных
В моделях же представления о норме меняются очень сильно.
Десять лет назад про пилотажку с энерговооруженностью 1 говорили как про очень достойный агрегат. А теперь, даже на 1,2 кисло смотрят. Хотят не меньше 1,5 , а лучше 2. Как тут осреднишь?

Скорее это МОДА. Помните классический F3A конца 70-х начала 80-х?
Это же настоящий спортивный снаряд! Фюзеляжи — стеклопластик. Нагрузка порядка 75-80 г.дм2. Петли получались в полнеба! Красотища! Зато такую торпеду ни одним ветром не сдуешь. Летит ровно, как по ниточке. Попробуйте на фанфлае такое изобразить. Только в штиль.

То, что номограмма старая и не учитывает веяния моды, согласен.
(Пороюсь на выходных дома — найду.)

Кстати, в конце там указана рекомендация, что при проектировании мощность считаем неизменной (т.е. в данном случае модель проектируется ПОД МОТОР, что вполне логично), площадь варьируем в пределах 10%, а массу стремимся максимально уменьшить. Так что можно через тяговооруженность прийти и к фанфлаю. Единственное, здесь нигде не учитывается геометрия, так что эти рекомендации полезны в основном тем, кто имеет вообще хотя бы начальные представления об аэродинамике.

Последний раз редактировалось КА-04; 18.12.2008 в 18:27 .

Спасибо всем за то что ответили. У меня вопрос теперь более предметный.
У меня вот такой самолет — http://www.thundertiger.ru/catalog/p. y_whizard.html

Спецификация:
Размах крыла: 864 мм.
Площадь крыла: 11.5 дм.кв.
Вес модели: 570 гр.
Двигатель: .049-.07 двухтактный двигатель

на нем сделал элероны (со стандартной сервомашинкой)
вес получился порядка 800 г. с лыжами получилось чуть больше.
двигатель TT-07

на снегу разгонялся на глаз до 40-50 км/ч но взлетать так и не захотел.
как облегчить вообще не представляю.

В базовом варианте у тебя была нагрузка 50 г, теперь стала больше 70. (что там еще за лыжи) С такой нагрузкой тебе явно не хватает скорости отрыва. Попобуй поставить мотор помощнее (полтора-два куба), возможно, неправильно подобран винт. Но учти пенопластовая конструкция может быть не рассчитана на такие скорости и есть вероятность сломать самолет от нагрузок в полете. Так что облегчить надо обязательно. Откажись от стандартной машинки, возможно потребуется микроприемник. Если на руле направления задействован канал, выкинь его. С элеронами он не нужен. Если есть управление газом, от него тоже можно отказаться. Поставь полегче аккумуляторы. А взлетать можно и с рук (конечно не при 70 граммах!), без лыж, используя только посадочные облегченные лыжи.

PS Как ты элеронами набрал 230 г. Стандартная серва — 40г. Остается 190.
Это чего по 95 г на элерон . Чего-то ты темнишь. Или изначально аппарат был не 570 г. Или это с лыжами. Или с лыжами еще больше? Короче, облегчать однозначно.

Что такое взлетная тяга двигателя

ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Высотная характеристика ТРД показывает изменение тяги и удельного расхода топлива от высоты полета.

Высотная характеристика снимается при испытании ТРД при следующих условиях: с 0 = пост., n = пост., Т 3 = пост, т. е. при полете на неизменной скорости, при работе двига­теля на постоянных числах оборотов и неизменной темпера­туре газов перед турбиной.

Высотная характеристика одного из выполненных турбо­реактивных двигателей приведена на рис. 47. Как видно из рисунка, с увеличением высоты полета тяга двигателя непре­рывно уменьшается и на высоте 10 км составляет около 46% от максимальной тяги, развиваемой двигателем на земле Н=0).

Падение тяги объясняется уменьшением удельного веса воздуха с высотой, следовательно, уменьшением секундного расхода воздуха, протекающего через двигатель с увеличением высоты полета.

С подъемом на высоту температура окружающего воз духа понижается, это улучшает работу компрессора. Сте­пень сжатия двигателя повышается. Поэтому с увеличением высоты полета удельный расход топлива уменьшается. На высоте 11 км удельный расход топлива ТРД составляет примерно 80% от удельного расхода на земле (рис, 48).

Читать еще:  Двигатель abt не заводится

Рис. 47. Высотная характеристика ТРД.

Рис. 48. Изменение удельного расхода топлива по высоте полета.

Турбореактивный двигатель более экономичен на боль­ших высотах. Самолет с ТРД при полетах на высоте проле­тит большее расстояние и продержится в воздухе дольше, чем при полете на малой высоте.

СКОРОСТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Скоростная характеристика ТРД показывает изменение тяги и удельного расхода топлива от изменения скорости полета.

Скоростная характеристика строится при следующих условиях: Н = пост., п = пост., Тз = пост., т. е. при полете, ни постоянной (неизменной) высоте, при работе двигателя на ‘постоянные числах оборотов и при неизменной темпера­туре газов перед турбиной.

Скоростная характеристика турбореактивного двигателя показана на рис. 49. Как видно из рисунка, тяга двигателя с увеличением скорости полета от нуля до 700—900 км i час медленно уменьшается, примерно до 80% от тяги, которую развивал двигатель при работе на месте (от Р МАКС ). При дальнейшем увеличении скорости тяга начинает возрастать.

Рис. 49. Скоростная характеристика ТРД.

Чем объяснить такой характер изменения тяги с увели­чением скорости полета?

Т яга, как мы знаем, определяется произведением секунд­ного расхода воздуха на разность скоростей воздушного Потока на выходе из двигателя и на входе в него:

До скорости полета 700—900 км/час секундный расход воздуха растет очень медленно, а разность скоростей с 5 — с о уменьшается очень сильно, поэтому тяга ТРД падает.

При скоростях полета свыше 700—900 км/час за счет скоростного напора секундный расход воздуха G СЕК начинает увеличиваться быстрее и, хотя разность скоростей с 5 — с о продолжает уменьшаться, тяга ТРД начинает увеличи­ваться.

Удельный расход топлива с увеличением скорости полета непрерывно увеличивается.

У дельный расход топлива определяется по уравнению:

При увеличении скорости полета будут изменяться разность температур Т 3 — Т 2 и удельная тяга.

С увеличением скорости полета за счет торможение потока увеличивается температура воздуха на входе в ком­прессор и соответственно увеличивается температура воз­духа на входе в камеру сгорания Т 2 .

Рис. 50. Изменение удельного расхода топлива по скорости полета.

При постоянной температуре газов за камерой сгорания Т 3 разность Т 3 — Т 2 будет уменьшаться. Эта разность тем­ператур определяет количество тепла (а следовательно, и количество топлива), расходуемого на нагрев одного кило­грамма воздуха.

Удельная тяга с увеличением скорости полета умень­шается быстрее, чем разность температур Т 3 — Т 2 , поэтому удельный расход топлива увеличивается.

Для выполненных турбореактивных двигателей удельный расход топлива при работе на месте (когда скорость полети с 0 = 0) на максимальных оборотах лежит в пределах 0,80—1,05 (кг топл/кг тяги в час) и при увеличении скорости полета до 1000 км/час повышается до 1—1,5 (кг топл/кг тяги в час).

Удельный расход топлива на скорости полета 1000 км/час, превышает удельный расход топлива при работе двигателя на земле на месте примерно на 35—40% (рис. 50).

Как самолет поворачивает и тормозит в воздухе и при чем здесь крыло?

После того, как самолет отрывается от земли, он теряет все привычные нашему взгляду точки опоры и ему приходится полагаться только на свою скорость, за счет которой давление воздуха под крылом удается поддерживать выше, чем над крылом. В таких условиях все привычные способы маневрирования оказываются бесполезными, да и степеней свободы у самолета гораздо больше, нежели прямо, влево, вправо и назад. Как ему удается осуществлять маневрирование в воздухе, при чем с высокой точностью, ну и самое интересное: как можно разогнаться в воздухе довольно ясно, для этого есть несколько реактивных или винтовых двигателей, а как затормозить, особенно если самолет идет на снижение и при чем здесь крыло? На самом деле это не такая простая задача, учитывая что во время снижения самолета его скорость постоянно возрастет за счет действия ускорения свободного падения. Об этом поговорим в данном материале, доступно и просто. Приятного чтения!

Подъемная сила

На самом деле всем известно, что самолет удерживается в воздухе благодаря крыльям. За счет специального профиля и большой площади крыла, при увеличении скорости самолета поток воздуха «изгибается», встречая сопротивление наклоненного крыла, и давление воздуха под крылом значительно возрастает, а над крылом остается прежним, за счет чего самолет взмывает ввысь, курсируя по воздуху словно над водной гладью. Эта разница давлений и называется подъемной силой, которая зависит от угла атаки крыла (непосредственный угол наклона плоскости крыла навстречу воздушному потоку) и скорости потока воздуха (или крыла относительно воздушных масс — всякое движение относительно, мы это помним).

Подытожим: подъемной силой можно манипулировать изменяя два параметра: скорость и угол атаки. Подъемная сила названа таковой потому, что она направлена вверх от земли в небо, но на самом деле отклоняя любую плоскость в воздушном потоке можно создать разницу давлений между сторонами этой плоскости, соответственно будет возникать некая сила, направленная от стороны с большим давлением в сторону меньшего, причем плоскость может располагаться в любом положении, главное чтобы она находилась в набегающим воздушном потоке.

Читать еще:  Что такое полевая сторона двигателя

Плоскости крыла

Самолет имеет много степеней свободы, и за самые важные отвечает крыло: набор высоты и снижение, повороты, торможение, повышение подъемной силы при снижении скорости перед посадкой. Ну с высотой все понятно — в зависимости от угла атаки (который регулирует «хвостовое оперение» — руль высоты, наклоняя самолет либо носом вверх, либо вниз) подъемная сила либо возрастает, либо наоборот падает, а если она принимает отрицательные значения, то есть давление над крылом становится выше чем под крылом, самолет снижается. А как быть с поворотами и торможением?

Для этих целей служат другие управляющие плоскости, которые носят названия: элероны, спойлеры, интерцепторы, закрылки и предкрылки. Для того, чтобы самолет осуществил поворот в какую-либо сторону пилот отклоняет штурвал словно руль автомобиля, и на крыльях в соответствующие стороны отклоняются элероны.

Элероны: повороты вправо-влево

Элероны на каждом крыле работают одновременно в противоположных направлениях: если на правом крыле элерон отклоняется вверх, то на левом крыле элерон отклоняется вниз, на одинаковое количество градусов. В этом случае на правом крыле элерон станет «препятствием» воздушному потоку над крылом, точнее над самым краем крыла, значит давление над элероном будет возрастать и появится сила, толкающая край крыла вниз. Поскольку на противоположном крыле в данный момент будет происходить тот же процесс только в обратном направлении, получится вращающий момент: законцовка одного крыла движется вниз, а другого крыла вверх, и самолет наклоняется. Из-за профиля крыла в момент возникновения крена самолет начинает поворачивать в сторону крыла, направленного вниз к земле.

Интерцепторы и спойлеры: торможение самолета

Довольно часто пилотам приходится выдерживать жесткий скоростной режим, например во время кружения в зоне посадки крупных аэропортов, когда авиадиспетчер директивно каждому воздушному судну в зоне его ответственности выдает указания: на какой высоте лететь и с какой скоростью.

Если во время горизонтального полета выдерживать скорость не сложно так как она напрямую зависит от заданной мощности силовых установок, то во время снижения скорость как правило возрастает, а если снизиться нужно быстро (такое бывает в зажатых зонах посадки крупных аэропортов) то вертикальная скорость так или иначе перейдет в горизонтальную, и возникает потребность в воздушном тормозе.

Роль воздушного тормоза в небе на крупных воздушных судах играют интерцепторы — отклоняемые только вверх плоскости, расположенные на верхней стороне крыла. Открываясь на заданный угол интерцепторы создают сопротивление воздушному потоку, и, как мы уже знаем, возникает зона повышения давления воздуха и вместе с ней сила, направленная вниз и в противоположном направлении. Поскольку площадь крыла намного больше площади интерцепторов вектор силы, направленный вниз, на высокой скорости не играет особой роли, зато тормозящий эффект проявляется неплохо.

Сразу после посадки как правило открываются на максимальный угол все панели интерцепторов и дополнительные панели, которые называют спойлерами. Знакомое жителям интернета название — спойлер, в авиации так и обозначает — воздушный тормоз. Его действие во время посадки самолета на взлетную полосу, когда скорость самолета небольшая, связано как раз с прижимной силой — крыло прижимается к земле препятствуя эффекту подскока (на профессиональном языке есть термин — «козление»).

Закрылки: значительное повышение несущей способности крыла

Взлетная скорость крупного гражданского самолета составляет более 225 км/ч, но стоит учитывать, что угол атаки на взлете высок и двигатели работают в самом мощном взлетном режиме, придавая воздушному судну постоянное ускорение. Стабильный полет выполняется на скоростях, близких к 300 — 350 км/ч. Посадка на такой высокой скорости является очень рискованной, так что авиаконструкторам пришлось идти на всякие хитрости.

Полностью выпущенные закрылки

Одной из хитростей стало изобретение закрылков — это самые масштабные плоскости, которые продолжают крыло под значительным углом, и сильно увеличивающие площадь крыла, а значит и подъемную силу. Поскольку закрылки продолжают крыло под значительным углом, они создают большое сопротивление воздушному потоку, так что двигателям приходится работать на более мощных режимах при активации закрылков. Та сила, которая возникает от сопротивления воздушному потоку, направлена вверх, а значит увеличенная тяга двигателей приводит не к разгону самолета, а к увеличению подъемной силы.

Закрылки позволяют самолету уверенно держаться «на крыле» на меньших скоростях, но с увеличенной тягой двигателей. Таким образом, с полностью выпущенными закрылками, современный гражданский самолет может уменьшить скорость посадки с 300 до 180 км/ч.

Предкрылки: предотвращают «срыв потока»

Посмотрите на схему «оперения» самолета, предкрылки расположены на переднем крае крыльев по всей их длине.

Предкрылки отклоняются чуть вперед и вниз, таким образом изменяя геометрию крыла. Все дело в том, что во время взлета и посадки к крыло находится на больших «углах атаки». Чтобы не произошел срыв потока, когда передний край крыла будет создавать слишком сильное сопротивление воздушному потоку, приводя к падению скорости, а вместе с ней и подъемной силы. Выпущенные предкрылки продлевают крыло и занижают его передний край, а на больших углах атаки предкрылок не будет оказывать сильное сопротивление воздушному потоку, позволяя ему «пробегать» над крылом.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector