Главная >> Методички

Pages: |

| 2 |

«РУКОВОДСТВО ПО ПРОЕКТИРОВАНИЮ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ Том V ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА Издание первое ВНИМАНИЕ! Перед началом практического применения настоящего Руководства прочитать Методическое письмо для Тома 5 по ...»

-- [ Страница 1 ] --

А.Н.Арепьев

РУКОВОДСТВО ПО ПРОЕКТИРОВАНИЮ

ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ

Том V

ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

Издание первое

ВНИМАНИЕ!

Перед началом практического применения настоящего

Руководства прочитать Методическое письмо

для Тома 5 по адресу

http://arepiev.ru/tom-5/ Москва – 2012 Никогда не думайте, что вы все уже знаете Иван Петрович ПАВЛОВ академик, лауреат Нобелевской премии Первое издание Материалы библиотеки А.Н.Арепьева

ПРЕДИСЛОВИЕ к РУКОВОДСТВУ

Данное Руководство, состоящее из нескольких тематических сборников (томов) материалов, предназначено для студентов старших курсов, вступающих в обширную и интереснейшую область предварительного проектирования самолётов, для которых понимание философии проектирования пока более важно, чем тонкости конкретных методик проектировочных расчётов. По мнению автора целесообразно обучать не столько тонкостям практики проектирования, сколько принципам и основам наук, на которых строится быстро изменяющаяся практическая деятельность.

Опыт показывает, что усвоение сути проектирования происходит эффективнее на конкретных задачах. В связи с ограниченным временем при учебном проектировании большое значение имеет справочный и методический материалы, которые вместе со статистическими данными сконцентрированы в отдельном тематическом томе Руководства. Теоретические основы, необходимые для правильного понимания этих материалов, изложены в конспектах лекций, в учебнике «Проектирование самолётов: Учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др.; Под ред. С.М. Егера. – 3-е изд., перераб. и доп. – М.:

Машиностроение, 1983», в учебном пособии «Арепьев А.Н. Проектирование лёгких пассажирских самолётов: Учебное пособие. – М.: Изд-во МАИ, 2006.» и др.

При написании Руководства автор опирался на свой многолетний опыт педагогической работы в области проектирования гражданских самолётов. В итоге у него сформировалась определенная система взглядов, которую он и пытается изложить здесь в максимально доступной форме.

Некоторые приведенные методы и формулы уже освещались в литературе, другие разработаны автором. Главный принцип их выбора состоял в том, чтобы получаемые результаты были достаточно надежными при минимуме информации.

Большая часть методик разрабатывалась и совершенствовалась в течение длительного периода работы автора со студентами на кафедре «Проектирование самолётов» Московского авиационного института (МАИ).

Руководство применимо при учебном проектировании дозвуковых пассажирских самолётов нормальной, переходной или транспортной категории.

Автор многим обязан и благодарен своим коллегам по кафедре 101 МАИ, специалистам из авиапромышленности и гражданской авиации, а также авторам литературных источников, и надеется, что, обнаружив здесь свое влияние, они простят скудость ссылок на источники.

Особая благодарность за дружескую и информационную поддержку старшему преподавателю каф.101 Андрею Фёдоровичу Колганову.

Первое издание Материалы библиотеки А.Н.Арепьева ПРЕДИСЛОВИЕ к Тому На рисунке представлена укрупненная схема одного из возможных алгоритмов разработки проектного решения для нового самолёта в курсовой работе.

На этом рисунке выделен этап алгоритма, способ выполнения которого содержит данный том «Руководства по проектированию пассажирских самолётов».

Укрупненная схема алгоритма выполнения проектного решения Первое издание Материалы библиотеки А.Н.Арепьева

(краткое) Содержание …………………………………………………………………….…….. Рекомендуемые основные сокращения, обозначения и индексы.……………………………………………………………………………….. 1. Характеристики силовой установки проектируемого 1- самолёта …….……………………………………………………………………… 1.1. Модели характеристик двухконтурных турбореактивных 1.2. Модели характеристик турбовинтовых двигателей ………………… 1- 1.3. Модели характеристик поршневых двигателей ………………………. 1- 1.4. Модели характеристик воздушных винтов ……………………….……… 1- 2. Аэродинамические характеристики проектируемого самолёта …………………………………………………………………………….. 2- 2.1. Общая схема оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолёта ………………………………………………………….. 2- 2.2. Несущая способность крыла самолёта без механизации ………. 2- 2.3. Несущая способность крыла самолёта с механизацией …………. 2- 2.4. Определение C x 0 самолёта ……………………………………………………….. 2- 2.5. Поляра самолёта в полётной конфигурации ……………………………. 2- 2.6. Поляра самолёта во взлётной конфигурации ………………………….. 2- 2.7. Поляра самолёта в посадочной конфигурации ……………………….. 2- 2.8. Оформление результатов …………………………………………………………… 2- 2.9. Оценка волнового сопротивления …………………………………………….. 2- 3. Дальность полёта ……………………………………………………………….. 3- 3.1. Реактивные самолёты …………………………………………………………………. 3- 3.2. Турбовинтовые самолёты …………………………………………………………… 3- 3.3. Поршневые самолёты …………………………………………………………………. 3- 4. Взлётные характеристики …………………………………………………… 4- 4.1. Перечень исходных данных ………………………………………………………. 4- 4.2. Инструкция. Определение взлётных характеристик 4.3. Пример определения взлётных характеристик самолёта (прототип Ту-154М) ……………………………………………………………………. 4- 5. Посадочные характеристики ………………………………………………. 5- 5.1. Перечень исходных данных ………………………………………………………. 5- 5.2. Инструкция. Определение посадочных характеристик 5.3. Пример определения посадочных характеристик самолёта (прототип Ту-154М) …………………………………………………… 5- 6. Оценка проходимости самолёта …………………………………………… 6- 6.1. Исходные данные для подбора колёс шасси …………………………… 6- 6.2. Принципы определения типа, размера и числа колёс 6.3. Инструкция определения типа, размера и числа колёс 6.4. Каталог авиационных колёс ………………………………………………………. 6-

СОДЕРЖАНИЕ

'; Рекомендуемые основные сокращения, обозначения и 1. Характеристики силовой установки проектируемого 1- самолёта …….……………………………………………………………………… 1.1. Модели характеристик двухконтурных турбореактивных 1.1.1. Перечень характеристик ……………………………………………….. 1- 1.1.2. Метод «типовых» характеристик …………………………………. 1- 1.1.3. Примеры характеристик конкретных двигателей ………. 1- 1.1.4. Рекомендации для оформления характеристик 1.2. Модели характеристик турбовинтовых двигателей ………………… 1- 1.2.1. Перечень характеристик ……………………………………………….. 1- 1.2.2. Метод «типовых» характеристик …………………………………. 1- 1.2.3. Метод Мишина В.Ф. ……………………………………….………………. 1- 1.2.4. Примеры характеристик конкретных двигателей ………. 1- 1.2.5. Рекомендации для оформления характеристик 1.3. Модели характеристик поршневых двигателей ………………………. 1- 1.3.1. Перечень характеристик ……………………………………………….. 1- 1.3.2. Метод «типовых» характеристик …………………………………. 1- 1.3.3. Примеры характеристик конкретных двигателей ………. 1- 1.3.4. Рекомендации для оформления характеристик 1.4. Модели характеристик воздушных винтов ……………………….……… 1- 1.4.1. Перечень характеристик ……………………………………………….. 1- 1.4.2. Выбор диаграммы характеристик винта ………………….…… 1- 1.4.3. Тяга винта на малых скоростях ……………………………………. 1- 1.4.4. Рекомендации для оформления характеристик воздушного винта для двигателя проектируемого 1.4.5. Примеры диаграмм характеристик воздушных 2. Аэродинамические характеристики проектируемого самолёта …………………………………………………………………………….. 2- 2.1. Общая схема оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолёта ………………………………………………………….. 2- 2.2. Несущая способность крыла самолёта без механизации ………. 2- 2.3. Несущая способность крыла самолёта с механизацией …………. 2- 2.4. Определение C x 0 самолёта ……………………………………………………….. 2- 2.5. Поляра самолёта в полётной конфигурации ……………………………. 2- 2.6. Поляра самолёта во взлётной конфигурации ………………………….. 2- 2.7. Поляра самолёта в посадочной конфигурации ……………………….. 2- 2.8. Оформление результатов …………………………………………………………… 2- 2.9. Оценка волнового сопротивления …………………………………………….. 2- 3. Дальность полёта ……………………………………………………………….. 3- 3.1. Реактивные самолёты …………………………………………………………………. 3- 3.1.1.Перечень данных …………………………………………………………….. 3- 3.1.2. Инструкция: Определение дальности полёта самолёта с ДТРД …………………………………………………………….. 3- 3.1.3. Пример определения дальности полёта самолёта с ДТРД (прототип Ту-154М) ………………………………………….. 3- 3.2. Турбовинтовые самолёты …………………………………………………………… 3- 3.2.1.Перечень данных …………………………………………………………….. 3- 3.2.2. Инструкция: Определение дальности полёта 3.2.3. Пример определения дальности полёта 3.3. Поршневые самолёты …………………………………………………………………. 3- 3.3.1.Перечень данных …………………………………………………………….. 3- 3.3.2. Инструкция: Определение дальности полёта 3.3.3.Пример определения дальности полёта 4. Взлётные характеристики …………………………………………………… 4- 4.1. Перечень исходных данных ………………………………………………………. 4- 4.2. Инструкция. Определение взлётных характеристик 4.3. Пример определения взлётных характеристик самолёта (прототип Ту-154М) ……………………………………………………………………. 4- 5. Посадочные характеристики ………………………………………………. 5- 5.1. Перечень исходных данных ………………………………………………………. 5- 5.2. Инструкция. Определение посадочных характеристик 5.3. Пример определения посадочных характеристик самолёта (прототип Ту-154М) …………………………………………………… 5- 6. Оценка проходимости самолёта …………………………………………… 6- 6.1. Исходные данные для подбора колёс шасси …………………………… 6- 6.2. Принципы определения типа, размера и числа колёс 6.3. Инструкция определения типа, размера и числа колёс 6.4. Каталог авиационных колёс ………………………………………………………. 6-

ОБОЗНАЧЕНИЯ И ИНДЕКСЫ

СОКРАЩЕНИЯ

АП 23 – авиационные правила, часть АП 25 – авиационные правила, часть БМС – ближний магистральный самолёт БСМС – ближне-средний магистральный самолёт ВО – вертикальное оперение ВЗК – вертикальные законцовки крыла ВИШ – винт изменяемого в полёте шага ВПП – взлётно-посадочная полоса ВПХ – взлётно-посадочные характеристики ВФШ – финт фиксированного шага ГО – горизонтальное оперение ДМС – дальний магистральный самолёт ДТРД – двухконтурный турбореактивный двигатель КПД – коэффициент полезного действия ЛТХ – лётно-технические характеристики МВЛ – местные воздушные линии МСА – международная стандартная атмосфера НЛГ – нормы лётной годности ПД – поршневой двигатель ПЭР – прямые эксплуатационные расходы САХ – средняя аэродинамическая хорда СКО – среднеквадратическая ошибка СМС – средний магистральный самолёт ТЗ – техническое задание ТВД – турбовинтовой двигатель ш.в – шасси выпущено ЭТТ – эксплуатационно-технические требования.

– коэффициент статического момента ВО – коэффициент статического момента ГО K – аэродинамическое качество (см. индексы) – максимальное значение аэродинамического качества самолёта ba – средняя аэродинамическая хорда – удельный часовой расход топлива ТВД, даН/(э.л.с.ч);

– относительная высотная характеристика для удельного – относительная высотно-скоростная характеристика для удельного часового расхода топлива ТВД или ДТРД – относительная дроссельная характеристика для удельного – удельный часовой расход топлива ДТРД, даН/(даНч) – коэффициент аэродинамического сопротивления* – коэффициент аэродинамической подъемной силы – производная по углу атаки от коэффициента d дв – диаметр двигателя (эквивалентный), м e – коэффициент Освальда, вынос колёс основных стоек шасси – вынос колёс основных опор при предельно задней – вынос колёс основных опор при предельно передней Для упрощения написания допустимо опускать индексы «а» в обозначениях коэффициентов аэродинамических сил и моментов в скоростной системе координат.

– вес какого-либо компонента самолёта (см. далее индексы) – относительный вес (по отношению к взлётному весу) какогоGi Н – высота полёта, высота – геометрический размер (см. индексы), м – практическая дальность полёта с расчётной (максимальной) – взлётная энерговооружённость, ТВД – э.л.с./даН, ПД – л.с./даН – эффективная мощность одного ТВД на максимальном режиме – относительная высотно-скоростная характеристика для NH – относительная высотная характеристика для мощности ПД Переводные коэффициенты для мощности: 1кВт = 1,36 л.с.; 1 л.с. = 0,735 кВт.

N л. дв – литровая мощность ПД, л.с./литр – удельная площадь миделевого сечения ТВД (ПД) (удельный лоб двигателя), м2/э.л.с. (м2/л.с.) – пассажировместимость самолёта, т.е. максимальное количество пассажирских кресел на борту самолёта, шт – количество колёс на одной основной стойке шасси n дв. max – частота вращения вала ПД при максимальной мощности, – частота вращения вала ПД по дроссельной характеристике, – частота вращения вала ПД по внешней характеристике – максимальное значение коэффициента расчётной перегрузки – взлётная удельная нагрузка на крыло, даН/м – максимальная допустимая стояночная нагрузка на колесо – максимальная динамическая нагрузка на колесо, P дин. max установленное на переднюю опору, действующая – нагрузка, приходящаяся на все основные стойки шасси – нагрузка, приходящаяся на переднюю стойку шасси (P хв.с) ст – взлётная тяговооружённость самолёта с ДТРД, даН/даН – относительная высотно-скоростная характеристика для – площадь омываемой поверхности самолёта, м – время полёта на крейсерском режиме для расчёта резервного V – скорость (размерность – по контексту) – угол атаки, градус; коэффициент тяги винта дв – удельный вес двигателя, ДТРД – даН/даН, ТВД – даН/э.л.с., – изменение, приращение величины какого-либо параметра;

H – относительная плотность воздуха на высоте Н – КПД изолированного винта, сужение, без индекса – сужение в – КПД воздушного винта с учетом влияния самолёта – КПД воздушного винта с учетом влияния самолёта на режиме – КПД воздушного винта с учетом влияния самолёта (в) крейс – угол скоса потока, невязка итераций последовательных приближений определения взлётного веса самолёта – поступь винта, удлинение (см. далее индексы);

– угол наклона траектории полёта, рад с – суммарная степень сжатия воздуха двигателем к – степень сжатия воздуха компрессором – стреловидность какой-либо аэродинамической поверхности (ГО, – угол опрокидывания, посадочный угол, коэффициент разгрузки уст – угол установки крыла.

0 – значение какого-либо параметра в условиях старта, начальное значение параметра, значение параметра в корневой а – аэродинамическая (сила) в – воздушный винт, волновое сопротивление взл – взлётный (режим, условия, конфигурация) во – вертикальное оперение вн – внешняя характеристика ПД впп – взлётно-посадочная полоса геом – геометрический го – горизонтальное оперение гп – горизонтальный полёт доп – допустимое значение дпв – дистанция прерванного взлёта др – дроссельная характеристика к – конструкция самолёта, значение параметра на концевой части, кр – критический, крыло крейс – значение какого-либо параметра на крейсерском режиме м.г – значение параметра на режиме «малый газ»

мех – механизация крыла нв – наивыгоднейшее значение какого-либо параметра, ном – номинальный режим работы двигателя н.взл – нормальный взлёт об – оборудование и управление ок – осевая аэродинамическая компенсация отк – характеристика отказавшего двигателя п.взл – продолженный взлёт пдв – потребная дистанция взлёта ппд – потребная посадочная дистанция прототип – данные прототипа п.сн – пустой снаряженный самолёт пос – посадочный (режим, условия, конфигурация) р – расчётное значение какого-либо параметра р.к – роговой компенсатор р.н – руль направления с взл – сваливание во взлётной конфигурации сн – снаряжение самолёта с пос – сваливание в посадочной конфигурации су – силовая установка самолёта статист – статистическое значение какого-либо параметра э – элерон, эксплуатационная max – максимальное значение какого-либо параметра min – минимальное значение какого-либо параметра.

n-1 – конфигурации самолёта с одним неработающим двигателем vip – значение какого-либо параметра административного – параметр невозмущенного потока воздуха.

При заимствовании формул из литературных источников допустимо принимать, что силе в 1 кг соответствует 10 Н или 1 даН.

1. ХАРАКТЕРИСТИКИ СИЛОВОЙ

УСТАНОВКИ ПРОЕКТИРУЕМОГО

Возможные варианты методик оценки характеристик силовой установки проектируемого самолёта приведены:

для воздушных винтов – в разд. 1.4.

1.1. МОДЕЛИ ХАРАКТЕРИСТИК

ДВУХКОНТУРНЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

1.1.1. ПЕРЕЧЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК Перечень характеристик ДТРД включает таблицу основных данных двигателя – см. табл. 1.1.1.

Основные характеристики ДТРД проектируемого самолёта Взлётная тяга Степень двухконтурности Суммарная степень сжатия воздуха Температура газов перед турбиной Стартовый удельный часовой расход топлива Вес двигателя Диаметр двигателя Длина двигателя Высотно-скоростные характеристики для тяги – рис.

Высотно-скоростные характеристики для удельного расхода топлива – рис.

Дроссельная характеристика – рис.

Примечания:

1– параметр определен на этапе аэродинамической компоновки самолёта (см. раздел 2.5.1, том 4 Руководства);

2– параметр определен на этапе выбора двигателя (см. раздел 6.1.4, том 1 Руководства);

3– параметр принимается по данным прототипа (аналога) двигателя;

4– вес ДТРД вычисляется по формуле где удельный вес двигателя определен на этапе выбора двигателя (см.

раздел 6.1.4, том 1 Руководства);

5– пример на рис. 1.1.1, метод получения приведен далее;

6– пример на рис. 1.1.2, метод получения приведен далее;

7– пример на рис. 1.1.3, метод получения приведен далее.

Рис. 1.1.1. Пример оформления высотно-скоростных характеристик тяги двигателя на взлётном режиме его работы ( R = 1,0) в условиях МСА для H = 0 км и крейсерской высоты 10 км.

Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) синим цветом проведены стрелки в процессе расчёта длины разбега; 3) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана Важно! Предпочтительным вариантом характеристик двигателя являются данные технической документации конкретного двигателя, скорректированные, при необходимости, в соответствии с величиной тяги, полученной по расчёту для проектируемого самолёта.

Рис. 1.1.2. Пример оформления высотно-скоростных характеристик удельного часового расхода топлива двигателя на взлётном режиме его работы ( R = 1,0) в условиях МСА для H = 0 км и крейсерской высоты 10 км.

Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана Рис. 1.1.3. Пример оформления относительной дроссельной характеристики для удельного часового расхода топлива на крейсерской высоте полёта в условиях МСА. Для наглядности миллиметровая сетка не показана.

Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана Далее приведены:

• метод «типовых» характеристик – разд. 1.1.2;

• примеры характеристик конкретных двигателей – разд. 1.1.3.

Рекомендации для оформления результатов оценки характеристик двигателя для проектируемого самолёта приведены в разд. 1.1.5.

1.1.2. МЕТОД «ТИПОВЫХ» ХАРАКТЕРИСТИК Метод получения «типовых» характеристик двигателя основан на регрессионных зависимостях. Область их применения ограничена двигателями со взлётной тягой 3500…38000 даН, степенью двухконтурности скоростью, соответствующей Маху 0,4…0,9, и высотой 0…12 км (с некоторой уверенностью – до 15 км).

Исходными данными для данного метода являются:

m – степень двухконтурности двигателя для проектируемого самолёта;

R 01 – расчётное значение тяги двигателя проектируемого самолёта в условиях старта (высота 0 км, скорость 0 км/ч, условия МСА, взлётный режим работы двигателя);

– удельный часовой расход топлива, соответствующий тяге здесь скорость звука на высоте Тяга двигателя при взлёте в условиях МСА на высоте на рис. 1.1.1) определяется с помощью данных на рис. 1.1.4 расчётом по формуле ное значение тяги ДТРД при взлёте ности График кривой 1 на рис. 1.1. табл. 1.1.2 для известной степени двухконтурности двигателя проектируемого самолёта.

Рис.1.1.4. Обобщенная относительная зависимость тяги ДТРД при взлёте * ВСХ для тяги. Для ДТРД, рассчитанного на высокие дозвуковые скорости, предлагается высотно-скоростную характеристику для тяги вычислять по следующим формулам (взлётный режим) ( M для высот полёта до 11000 м включительно – для высот полёта свыше 11000 м – T H – температура воздуха (°К) на высоте H МСА);

Т 0 = 288°К – температура воздуха на высоте 0 м.

По данным табл. 1.1.3 среднеквадратическая ошибка предлагаемых формул ВСХ для тяги на крейсерском режиме работы двигателей не превышает 10%.

Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолётов. /Пер. с англ. Под ред. Е.П.

Голубкова. – М.: Машиностроение, 1983.

Марка Д-277-12проект Для исходных данных:

• степень двухконтурности Определить тягу на взлётном режиме работы двигателя (точка 2 на рис. 1.1.1).

ВСХ для топлива. Для ДТРД, рассчитанного на высокие дозвуковые скорости, предлагается высотно-скоростную характеристику для удельного часового расхода топлива (взлётный режим работы двигателя) определять по следующим формулам ( M где коэффициент вычисляется по одной из двух формул (в зависимости от высоты полёта) для высот 11000…15000 м По данным табл. 1.1.4 среднеквадратическая ошибка предлагаемых формул для крейсерского режима работы двигателей не превышает 7 %.

Для исходных данных:

• удельный часовой расход топлива, соответствующий взлётной тяге Определить удельный часовой расход топлива (взлётный режим работы двигателя) тягу на взлётном режиме работы двигателя (точка 2 на рис. 1.1.2):

Д-277-12проект Дроссельная характеристика для топлива. Для ДТРД относительную дроссельную характеристику рекомендуется определять интерполяцией данных на рис. 1.1.5. Для двухконтурности двигателя более 8 следует принимать граm = 8.

фик дросельной характеристики при Рис. 1.1.5. Дроссельные характеристики ДТРД на высотах 9000…12000 м 1.1.3. ПРИМЕРЫ ХАРАКТЕРИСТИК КОНКРЕТНЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

Данные двигателя ПС-90А приведены по книге:

Аэродинамика самолётов семейства Ту-204/214. Учебное пособие. А.Б.

Кощеев, А.А. Платонов, А.В. Храбров – М.: ОАО «Туполев», издательство «Полигон-Прогресс», 2009.

Внимание! Графики для номинального режима работы двигателя 1.1.4. РЕКОМЕНДАЦИИ ДЛЯ ОФОРМЛЕНИЯ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

Расчёты характеристик двигателя проектируемого самолёта по одной из возможных методик оформляются в виде приложения к пояснительной записке к курсовой работе – «Приложение 2. Расчёт высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта».

В этом приложении должны быть:

1) указание на источник применяемой методики;

2) исходные данные:

• m – степень двухконтурности двигателя для проектируемого самолёта;

• R 01 – расчётное значение тяги двигателя проектируемого самолёта в условиях старта (высота 0 км, скорость 0 км/ч, условия МСА, взлётный режим работы двигателя);

• другие исходные данные, необходимые для применения выбранной методики;

пересчёт данных конкретного двигателя на потребную для проектируемого саR 01 ;

молёта тягу 4) расчёт высотно-скоростных характеристик удельного часового расхода топлива двигателя или пересчёт данных конкретного двигателя на потребную для проектируемого самолёта величину 5) расчёт или графическая интерполяция дроссельных характеристик двигателя;

6) текст следующего содержания:

«Таблица данных двигателя для проектируемого самолёта, а также графики высотно-скоростных и дроссельных характеристик размещены в разделе пояснительной записки «6. Анализ основных характеристик проектируемого самолёта» подраздел «6.1. Характеристики двигателя (таблица и графики)».

В пояснительной записке в начале подраздела «6.1. Характеристики двигателя (таблица и графики)» размещается текст следующего содержания:

«Расчёт высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта приведен в Приложении 2 к пояснительной записке».

ТУРБОВИНТОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Перечень характеристик ТВД включает таблицу основных данных двигателя – см. табл. 1.2.1.

Основные характеристики ТВД проектируемого самолёта Эффективная мощность при взлёте Расчётная частота вращения выходного вала Двигатель высотный/невысотный Степень сжатия воздуха в компрессоре Температура газов перед турбиной Стартовый удельный часовой расход топлива Вес двигателя Эквивалентный диаметр двигателя Длина двигателя Высотно-скоростные характеристики для мощности – рис.

Высотно-скоростные характеристики для удельного расхода топлива – рис.

Дроссельная характеристика – рис.

Примечания:

1– параметр определен на этапе аэродинамической компоновки самолёта (см. разд. 2.5.2, том 4 Руководства);

2– параметр определен на этапе выбора двигателя (см. разд. 6.2.4, том Руководства);

3– параметр принимается по данным прототипа (аналога) двигателя (см. разд. 6.2.2.1, том 1 Руководства);

4– вес ТВД вычисляется по формуле где удельный вес двигателя определен на этапе выбора двигателя (см.

разд. 6.2.4, том 1 Руководства);

5– пример на рис. 1.2.1, метод получения приведен далее;

6– пример на рис. 1.2.2, метод получения приведен далее;

7– пример на рис. 1.2.3, метод получения приведен далее;

8– параметр определен на этапе аэродинамической компоновки самолёта (см. разд. 2.6.1.3, том 4 Руководства).

Важно! Предпочтительным вариантом характеристик двигателя являются данные технической документации конкретного двигателя, скорректированные, при необходимости, в соответствии с величиной мощности, полученной по расчёту для проектируемого самолёта.

Далее приведены:

• метод «типовых» характеристик – разд. 1.2.2;

• метод Мишина В.Ф. – 1.2.3;

• примеры характеристик конкретных двигателей – 1.2.4.

Рис. 1.2.1. Пример оформления высотно-скоростных характеристик мощности тяги двигателя на взлётном режиме его работы ( R = 1,0) в условиях МСА для H = 0 м и крейсерской высоты 4000 м.

Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана Рис. 1.2.2. Пример оформления высотно-скоростной характеристики удельного часового расхода топлива на взлётном режиме работы двигателя (N 1,0) в условиях МСА для крейсерской высоты 4000 м.

Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана Рис. 1.2.3. Пример оформления относительной дроссельной характеристики для удельного часового расхода топлива на крейсерской высоте полёта в условиях МСА.

Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана 1.2.2. МЕТОД «ТИПОВЫХ» ХАРАКТЕРИСТИК Метод получения «типовых» характеристик двигателя основан на регрессионных зависимостях.

Исходными данными для данного метода являются:

Ne 0 – мощность двигателя проектируемого самолёта в условиях старта (высота 0 км, скорость 0 км/ч, условия МСА, взлётный режим работы двигателя);

Ce 0 – удельный часовой расход топлива, соответствующий мощноNe 0;

сти конструктивные особенности двигателя – высотный/невысотный.

Высотно-скоростные характеристики. Для ТВД предлагается высотноскоростную характеристику для мощности вычислять по формуле где – типовая относительная высотно-скоростная характеристика для мощности двигателя, определяемая по графикам одного из рис. 1.2.4…1.2.6.

Для ТВД предлагается высотно-скоростную характеристику для удельного часового расхода топлива вычислять по формуле где – типовая относительная высотно-скоростная характеристика для удельного часового расхода топлива двигателя, определяемая по графикам одного из рис. 1.2.4…1.2.6.

Дроссельная характеристика для топлива. Для ТВД относительную дроссельную характеристику рекомендуется определять по графикам на рис. 1.2.7а – для невысотных двигателей и по графикам на рис. 1.2.7б – для высотного ТВД.

Рис. 1.2.4. Типовые относительные высотно-скоростные характеристики невысотного ТВД (мощностью до 500 э.л.с) при а – для мощности; б –для удельного часового расхода топлива Рис. 1.2.5. Типовые относительные высотно-скоростные характеристики неТ г = 1200°С ) при ( N др) = 1,0 *:

а – для мощности; б – для удельного часового расхода топлива Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория авиационных двигателей: Рабочий процесс и эксплуатационные характеристики газотурбинных двигателей: Учебное пособие / Под ред.

Н.Д. Тихонова. – М.: Транспорт, 2000.

Рис. 1.2.6. Типовые относительные высотно-скоростные характеристики высотN др) = 1,0 *:

а – для мощности; б – для удельного часового расхода топлива;

Турапин В.М. Аэродинамический расчёт самолёта: Учебное пособие.

Рис. 1.2.7. Типовые обобщенные относительные дроссельные характеристики ТВД *:

а – для невысотного двигателя; б – для высотного двигателя; H р – граница высотности двигателя Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория авиационных двигателей: Рабочий процесс и эксплуатационные характеристики газотурбинных двигателей: Учебное пособие / Под ред. Н.Д.

Тихонова. – М.: Транспорт, 2000.

1.2.4. ПРИМЕРЫ ХАРАКТЕРИСТИК КОНКРЕТНЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

Высотно-скоростные характеристики двигателя АИ-24:

а – для взлётного режима; б – для режима 0,85 номинального режима 2012 г. Материалы библиотеки А.Н.Арепьева 2012 г. Материалы библиотеки А.Н.Арепьева 1.2.5. РЕКОМЕНДАЦИИ ДЛЯ ОФОРМЛЕНИЯ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

Приложение состоит из двух разделов:

1. Расчёт высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта;

2. Выбор диаграммы характеристик винта и его тяги при взлёте.

В разделе приложения «Расчёт высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта» должны быть:

1) указание на источник применяемой методики;

2) исходные данные:

• конструктивные особенности ТВД;

• N e 0 – расчётное значение мощности двигателя проектируемого самолёта в условиях старта (высота 0 км, скорость 0 км/ч, условия МСА, взлётный режим работы двигателя);

• C e 0 – удельный часовой расход топлива, соответствующий мощности Ne 0;

• другие исходные данные, необходимые для применения выбранной методики;

3) расчёт высотно-скоростных характеристик мощности двигателя или пересчёт данных конкретного двигателя на потребную для проектируемого самолёта мощность;

4) расчёт высотно-скоростных характеристик удельного часового расхода топлива двигателя или пересчёт данных конкретного двигателя на потребную для проектируемого самолёта величину 5) расчёт или графическая интерполяция дроссельных характеристик двигателя;

6) текст следующего содержания:

«Таблица данных двигателя для проектируемого самолёта, а также графики высотно-скоростных и дроссельных характеристик размещены в разделе пояснительной записки «6. Анализ основных характеристик проектируемого самолёта» подраздел «6.1.1. Характеристики двигателя (таблица и графики)».

В пояснительной записке в начале подраздела «6.1.1. Характеристики двигателя (таблица и графики)» размещается текст следующего содержания:

1.3. МОДЕЛИ ХАРАКТЕРИСТИК ПОРШНЕВЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

Перечень характеристик ПД включает таблицу основных данных двигателя – см. табл. 1.3.1.

Основные характеристики ПД проектируемого самолёта Максимальная мощность при взлёте Коэффициент увеличения мощности при взлёте Двигатель высотный/невысотный Частота вращения вала двигателя (max/взл) Редукция частоты вращения вала двигателя, потребная для выбранного винта Число цилиндров двигателя Расположение цилиндров Стартовый удельный часовой расход топлива Вес двигателя Ширина высота двигателя Длина двигателя Высотная характеристика для мощности – рис.

Высотная характеристика для удельного расхода топлива – рис.

Относительная дроссельной характеристики для удельного расхода топлива – рис.

Относительная винтовая характеристика для мощности Примечания:

1– параметр определен на этапе аэродинамической компоновки самолёта (см. разд. 2.5.2, том 4 Руководства);

2– параметр определен на этапе выбора двигателя (см. разд.6.3.3, том Руководства);

4– вес ПД вычисляется по формуле где удельный вес двигателя определен на этапе выбора двигателя (см.

разд.6.3.4, том 1 Руководства);

5– пример на рис. 1.3.1, метод получения приведен далее;

6– пример на рис. 1.3.2, метод получения приведен далее;

7– пример на рис. 1.3.3, метод получения приведен далее;

8– относительная винтовая характеристика для мощности ПД задается графически или известным выражением Важно! Предпочтительным вариантом характеристик двигателя являются данные технической документации конкретного двигателя, скорректированные, при необходимости, в соответствии с величиной мощности, полученной по расчёту для проектируемого самолёта.

Далее приведён метод «типовых» характеристик – разд. 1.3.2.

Примеры характеристик конкретных двигателей приведены в разд. 1.3.3.

Рис. 1.3.1. Пример оформления высотных характеристик мощности двигателя на взлётном режиме его работы ( N для H = 0 м и крейсерской высоты 1500 м.

Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана Рис. 1.3.2. Пример оформления высотных характеристик удельного часового расхода топлива двигателя на взлётном режиме его работы H = 0 м и крейсерской высоты Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана Рис. 1.3.3. Пример оформления относительной дроссельной характеристики для удельного часового расхода топлива на крейсерской высоте полёта в условиях МСА.

Примечания: 1) красным цветом проведены стрелки в процессе расчёта дальности; 2) для наглядности обязательная миллиметровая сетка графика не показана 1.3.2. МЕТОД «ТИПОВЫХ» ХАРАКТЕРИСТИК Метод получения «типовых» характеристик двигателя основан на регрессионных зависимостях.

Исходными данными для данного метода являются:

Ne 0 – мощность двигателя проектируемого самолёта в условиях старта (высота 0 км, скорость 0 км/ч, условия МСА, максимальный продолжительный (номинальный) режим работы двигателя);

Ce 0 – удельный часовой расход топлива, соответствующий мощноNe 0;

сти n дв. max – частота вращения вала двигателя, соответствующая мощноNe 0;

сти конструктивные особенности – высотный/невысотный.

Высотная характеристика мощности. Для ПД предлагается высотную характеристику для мощности вычислять по формуле где – типовая относительная высотная характеристика для мощности двиNH гателя, определяемая по одной из следующих методик:

1) для невысотного двигателя рекомендуется одна из следующих известных формул * или «типовая» характеристика на рис. 1.3.5:

здесь – относительная плотность воздуха на высоте Н в условиях МСА;

Т 0, Т Н – температура атмосферного воздуха в условиях МСА на высоте 0 и Н соответственно в градусах Кельвина; – давление атмосферного воздуха в условиях МСА на высоте 0 и Н соответственно.

Фадеев Н.Н. Аналитический метод аэродинамического расчёта с винтом изменяемого шага. Труды ЦАГИ. Вып. 410. М., 1939.

Рис. 1.3.5. «Типовая» относительная характеристика для мощности невысотного двигателя 2) для высотного двигателя рекомендуется «типовая» относительная характеристика на рис. 1.3.6.

Как показали исследования ЦАГИ, для самолётов, предназначенных для длительных полётов на крейсерской высоте, оказывается выгодным подбирать двигатель с таким расчётом, чтобы его высотность была на 1500…2000 м ниже крейсерской высоты полёта. Для пассажирских самолётов с негерметичной кабиной высота полёта ограничивается высотой 3000 м, поэтому для таких самолётов следует подбирать двигатель с высотностью 1000…2000 м. На рис. 1.3. рекомендована характеристика с границей высотности 1500 м.

Предлагаемая методика не учитывает изменение границы высотности изза дополнительного наддува скоростным напором.

Из-за разнообразия конструкций нагнетателей и турбокомпрессоров существующие расчётные методы определения характеристик высотного ПД, в том числе и предлагаемая ниже, обладают погрешностью, иногда значительной.

Рис. 1.3.6. «Типовая» относительная характеристика для мощности высотного двигателя с нагнетателем и границей высотности 1500 м Высотная характеристика для удельного часового расхода топлива. Для ПД предлагается высотную характеристику для топлива вычислять по формуле где – «типовая» относительная высотная характеристика для удельного часового расхода топлива двигателя, определяемая по одному из следующих графиков:

для невысотного двигателя – на рис. 1.3.7;

для высотного двигателя – на рис. 1.3.8.

Рис. 1.3.7. «Типовая» относительная высотная характеристика невысотного Рис. 1.3.8. «Типовая» относительная высотная характеристика высотного двигателя с нагнетателем и границей высотности 1500 м Дроссельная (винтовая) характеристика для мощности. Для ПД дроссельная (винтовая) характеристика (как функции от степени дросселирования N др ) вычисляются по формуле:

Примерный вид дроссельной (винтовой) характеристики ПД представлен на рис. 1.3.9.

Рис. 1.3.9. Пример относительной дроссельной (винтовой) характеристики ПД. Здесь частота вращения вала двигателя n дв. max = 2100 мин Дроссельная характеристика для удельного часового расхода топлива. Для ПД дроссельная характеристика для топлива (как функции от степени дросселирования N др ) определяется по одному из графиков:

для невысотного двигателя – на рис. 1.3.10;

для высотного двигателя – на рис. 1.3.11.

Рис. 1.3.10. «Типовая» относительная дроссельная характеристика для Рис. 1.3.11. «Типовая» относительная дроссельная характеристика для топлива высотного двигателя с нагнетателем и границей высотности 1500 м 1.3.3. ПРИМЕРЫ ХАРАКТЕРИСТИК КОНКРЕТНЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

В наименовании зарубежных поршневых двигателей используют следующие условные обозначения: G – привод с редуктором, TS – c турбонаддувом, I – с непосредственным впрыском топлива, О – оппозитная схема расположения цилиндров, L – с жидкостным охлаждением. Например, «TSIO-360-KB» расшифровывается так: TS – с турбонаддувом, I – непосредственный впрыск, O – оппозитная схема, 360 – рабочий объем в куб. дюймах, KB – порядковая модификация.

2012 г. Материалы библиотеки А.Н.Арепьева 2012 г. Материалы библиотеки А.Н.Арепьева 1.3.4. РЕКОМЕНДАЦИИ ДЛЯ ОФОРМЛЕНИЯ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

Расчёты характеристик двигателя проектируемого самолёта по одной из возможных методик оформляются в виде приложения к пояснительной записке к курсовой работе – «Приложение 2. Расчёт высотных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта. Выбор диаграммы характеристик винта и его тяги при взлёте».

Приложение состоит из двух разделов:

1. Расчёт высотных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта;

2. Выбор диаграммы характеристик винта и его тяги при взлёте.

В разделе приложения «Расчёт высотных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта» должны быть:

1) указание на источник применяемой методики;

2) исходные данные:

• конструктивные особенности ПД;

• N e 0 – расчётное значение мощности двигателя проектируемого самолёта в условиях старта (высота 0 км, скорость 0 км/ч, условия МСА, максимальный (номинальный) режим работы двигателя);

• C e 0 – удельный часовой расход топлива, соответствующий мощности Ne 0;

• другие исходные данные, необходимые для применения выбранной методики;

3) назначение (расчёт) высотных характеристик мощности двигателя или пересчёт данных конкретного двигателя на потребную для проектируемого самолёта мощность;

Оформление графика высотной характеристики для мощности по типу рис. 1.3.1 обязательно на миллиметровой бумаге;

4) назначение (расчёт) высотных характеристик удельного часового расхода топлива двигателя или пересчёт данных конкретного двигателя на поC e 0. Оформление графика вытребную для проектируемого самолёта величину сотных характеристик для удельного часового расхода топлива по типу рис. 1.3. обязательно на миллиметровой бумаге;

5) расчёт или назначение относительной дроссельной характеристики двигателя. Оформление дроссельной характеристики по типу рис. 1.3.3 обязательно на миллиметровой бумаге;

6) расчёт или назначение относительной винтовой характеристики двигателя. Оформление дроссельной характеристики по типу рис. 1.3.4 обязательно на миллиметровой бумаге;

7) оформление таблицы данных двигателя по типу табл. 1.3.1;

8) текст следующего содержания:

«Таблица данных двигателя для проектируемого самолёта, а также графики высотных, относительной дроссельной и винтовой характеристик размещены в подразделе пояснительной записки «6.1.1. Характеристики двигателя (таблица и графики)».

«Расчёт высотных и других характеристик двигателя проектируемого самолёта приведен в Приложении 2 к пояснительной записке».

1.4. МОДЕЛИ ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУШНЫХ

ВИНТОВ

Перечень характеристик воздушного винта включает таблицу основных данных – см. табл. 1.4.1;

Основные характеристики воздушного винта проектируемого самолёта Диаметр Число лопастей Максимальная преобразуемая мощность при старте Максимальная частота вращения винта при старте Максимальная тяга при старте Тип воздушного винта – Конструктивные особенности винта:

Диаграмма характеристик винта – рис.

Тяга винта на малых скоростях – рис.

Примечания:

1– параметр определен на этапе аэродинамической компоновки самолёта (см. разд. 2.6.1, том 4 Руководства). Параметр может быть уточнен в процессе выбора диаграммы характеристик винта;

2– параметр определен на этапе выбора двигателя (см. разд. 6.4, том Руководства );

3– метод вычисления приведен далее;

4– пример на рис. 1.4.1, метод получения приведен далее;

5– пример на рис. 1.4.2, метод получения приведен далее;

Примеры необходимых минимальных характеристик воздушного винта в учебном проектировании представлены на рис. 1.4.1 и на рис. 1.4.2.

расчёта длины разбега.

Красным проведены стрелки в процессе расчёта дальности полёта. Голубым – в процессе 1- Серией винтов, как правило, называют совокупность винтов с одинакоDв ) вым количеством лопастей, одинаковой относительной (в долях диаметра шириной лопасти и одинаковыми профилями сечений лопасти, различающихся между собой значениями относительного шага h (углом установки контрольного сечения лопасти). Допускаются и другие признаки серии винтов.

Для получения аэродинамических характеристик серии винтов их испытывают как в полёте, так и в лаборатории с помощью специальных винтовых приборов в аэродинамических трубах. Результаты определения зависимости = () для различных углов установки лопастей обычно совмещают на одной диаграмме характеристик серии винтов. Кроме того, на диаграмме характеристик серии винтов наносят сетку кривых, помеченных равными значениями КПД винта Далее под диаграммой характеристик серии винтов понимается зависимость Далее приведены следующие основные термины:

Поступь винта – это действительное расстояние, на которое переместится винт за один оборот. В расчётах обычно используют относительную поступь винта (коэффициент скорости или режим работы винта):

Коэффициент тяги (не путать с обозначением для угла атаки) безразмерная величина:

Голубым цветом показано определение тяги в процессе расчёта длины разбега.

Коэффициент мощности – безразмерная величина Коэффициент полезного действия – безразмерная величина Смысл КПД винта состоит в следующем:

Максимальная величина КПД винта соответствует высоким скоростям полёта и может достигать 0,9 и более. КПД винта всегда меньше единицы вследствие:

а) потерь на преодоление профильных и волновых сопротивлений лопастей;

б) индуктивных потерь, связанных с увеличением осевой скорости струи;

в) индуктивных потерь, связанных с образованием окружной скорости в струе;

г) потерь, связанных с неравномерностью потока в струе.

В статических условиях (V = 0) КПД винта равен нулю, поэтому при расчётах взлётно-посадочных характеристик самолёта имеются особенности.

При потери КПД винта существенно возрастают в основном изза волнового сопротивления. В этом случае уменьшение относительной толщины, применение суперкритических профилей и саблевидных лопастей заметно повышают КПД винта.

Тяга винта – это сила растяжения вала с изолированным винтом. Ее величина может быть получена непосредственно через коэффициент тяги или по значению мощности двигателя и КПД винта Удельная тяга винта – это отношение тяги винта к мощности на старте 1.4.2. ВЫБОР ДИАГРАММЫ ХАРАКТЕРИСТИК Инструкция для выбора диаграммы характеристик винта:

Шаг 1. Определение расчётных условий.

Для пассажирских винтовых самолётов расчётные условия, как правило, соH крейс, V расч = V крейс ) с ответствуют крейсерскому полёту самолёта ( H расч степень дросселирования двигателя должна определяться ее потребным значениN др) потр *:

здесь – мощность ТВД, определенная по графику высотноскоростной характеристики мощности двигателя на взлётном режиме его рабоH крейс расчётной (крейсерской) скорости ( N др) крейс – степень дросселирования двигателя, потребная на крейсерском участке полёта самолёта Система управления ТВД выполнена так, что на всех режимах работы – от взлётного до полётного малого газа – частоты вращения выходного вала двигателя и, следовательно, воздушного винта, остаются постоянными (или почти расчётная частота вращения воздушного винта ТВД в об/с n дв – расчётная частота вращения выходного вала ТВД, в об/мин (см. табгде лицу характеристик ТВД).

Потребное значение степени дросселирования двигателя определялись по методике раздела тома III настоящего Руководства – при определении веса топлива в процессе вычисления взлётного веса самолёта во втором приближении.

здесь – мощность ПД, определенная по графику высотной характеристики для мощности двигателя на максимальном продолжительном (номинальном) режиме его работы ( N др = 1,0) в условиях МСА для расчётной (крейсерской) высоты ( N др) крейс – степень дросселирования двигателя, потребная на крейсерском участке полёта самолёта В общем случае, частота вращения винта ПД определиться следующим образом.

1) по относительной винтовой характеристике для мощности двигателя ни дросселирования где частота вращения вала двигателя при максимальной мощности (см. таблицу характеристик ПД);

2) вычисляется частота вращения винта (об/с) в расчётных условиях с учетом степени редукции (для ТВД и безредукторных ПД Шаг 2 Вычисление расчётного значения коэффициента мощности винта здесь коэффициент 90…95% эквивалентной мощности ТВД (остальная эквивалентная мощность плотность воздуха по МСА на расчётной (крейсерской) высоте; размерности:

Шаг 3 Вычисление расчётного значения коэффициента скорости винта (расчётная поступь винта) Шаг 4. Подобрать несколько (2…4) диаграмм характеристик серии винтов Примеры диаграмм характеристик серии винтов приведены ниже в разд. 1.4.5.

точку О, соответствующую абсолютному максимуму КПД (рис. 1.4.3);

Шаг 6. На каждой диаграмме характеристик серии винтов по координатам Рис. 1.4.3. К выбору расчётной точрасч зываемая расчётная точка (рис. 1.4.3).

Шаг 7. Выбрать лучшую диаграмму характеристик винта, т.е. ту, для которой расчётная точка располагается возможно ближе к точке О.

Важно! В процессе выбора диаграммы характеристик винта могут быть расч.

Совпадение точки расчётного режима ( расч, расч ) с точкой абсолютного максимума КПД (точкой О на рис. 1.4.3) хотя и желательно, но не всегда возможно, так как это может потребовать специального винта для конкретного самолёта и расчётного режима. Достаточно, если точка расчётного режима находится в окрестности абсолютного максимума КПД.

Шаг 8. Оформление наилучшей диаграммы характеристик винта для проектируемого самолёта (пример на рис.1.4.1) с обязательным указанием источника информации, типа серии и числа лопастей.

Важно! При дальнейшем применении выбранной диаграммы винта необходимо учитывать следующее.

1) если диаграмма винта относится к изолированному винту, то полученное значение КПД необходимо скорректировать поправкой на влияk винт ние самолёта, например по следующей приближенной формуле коэффициент равный где – коэффициент (рис. 1.4.4), зависящий от отношения эквивалентного диаметра гондолы двигателя (ТВД, ПД) к диаметру винта здесь – площадь поперечного сечения гондолы двигателя (ТВД, ПД) на расD в винта; оценивается по проекции мотогондолы на габаритном чертеже.

диаграммой характеристик изолированРис. 1.4.4. К определению kф ного винта.

2) если диаграмма винта относится к винту в присутствии какой-либо части самолёта, то полученное по этой диаграмме винта значение его КПД приближенно принимается в качестве КПД винта с учетом влияния самолёта, т.е.

1.4.3. ТЯГА ВИНТА НА МАЛЫХ СКОРОСТЯХ допущении о ее линейной зависимости от скорости движения в пределах от V =0 м/с до рекомендуемой скорости, которая в 1,25…1,5 раза больше скорости сваливания самолёта во взлётной конфигурации, т.е.

Исходные данные, определенные ранее:

• диаграмма характеристик винта • мощность двигателя в условиях старта – для высотного ПД (например, с нагнетателем) – мощности Существуют различные способы определения тяги винта в условиях старта. Далее предлагается следующий графический способ, основанный на факN e ТО новленного на нем воздушного винта (рис. 1.4.5) См. например:

Кравец А.С. Характеристики воздушных винтов. - М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1941;

Арепьев А.Н. Проектирование легких пассажирских самолётов. – М.: Изд-во МАИ, 2005.

Примечание: если установленный воздушный винт является ВФШ, то полученное по графику на рис. 1.4.5 значение R ТО следует уменьшить на 15…20%.

Рис. 1.4.5. Статистическая зависимость между мощностью двигателя и тягой Тяга винта в условиях малых скоростей при взлёте.

тяга его воздушного винта определяется с помощью диаграммы характеристик воздушного винта по следующей инструкции:

сотного двигателя не зависит от скорости, а для невысотного ТВД мощность незначительно увеличивается. Поэтому принимается • для ПД мощность не зависит от скорости, поэтому Шаг 2 Вычисление коэффициента мощности винта здесь коэффициент Шаг 3 Вычисление коэффициента скорости винта (поступи винта) поправкой на влияние самолёта (формулы (1.4.2.1) и (1.4.2.2)) Шаг 5. Вычисление тяги винта на скорости Примечание: 1.Если установленный воздушный винт является ВФШ, то вычисленное значение R следует уменьшить на 15…20%.

2. Если по диаграмме характеристик винта = (,, ) не представляется возто тягу винта R* возможно оценить по можным определить КПД винта на малых формуле Шаг 6. Построение линейной зависимости между тягой воздушного винта и скоростью движения при взлёте по двум точкам (см.рис.1.4.6):

первая точка с координатами – вторая точка с координатами – Рис. 1.4.6. К построению зависимости тяги винта в условиях взлёта. Для наглядности миллиметровая сетка не показана 1.4.4. РЕКОМЕНДАЦИИ ДЛЯ ОФОРМЛЕНИЯ

ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУШНОГО ВИНТА ДЛЯ

ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЁТА

Расчёты характеристик воздушного винта для двигателя проектируемого самолёта по одной из возможных методик оформляются в виде приложения к пояснительной записке к курсовой работе:

для самолётов с ТВД – «Приложение 2. Расчёт высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта. Выбор диаграммы характеристик винта и его тяги при взлёте»;

для самолётов с ПД – «Приложение 2. Расчёт высотных и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта. Выбор диаграммы характеристик винта и его тяги при взлёте»

Приложение состоит из двух разделов:

П2.1. Расчёт высотно-скоростных (высотных) и дроссельных характеристик двигателя проектируемого самолёта *;

П2.2. Выбор диаграммы характеристик винта и его тяги при взлёте.

В разделе приложения «П2.2. Выбор диаграммы характеристик винта и его тяги при взлёте» должны быть:

1) указание на источник применяемой методики;

• конструктивные особенности воздушного винта;

• мощность двигателя в условиях старта:

для высотного ПД (например, с нагнетателем) – • частота вращения воздушного винта, соответствующая мощности в усnТО другие исходные данные, необходимые для применения выбранной методики;

3) оформление таблицы данных воздушного винта по типу табл. 1.4.1;

4) текст следующего содержания:

См. соответствующий раздел по ТВД или ПД.

«Таблица данных воздушного винта для двигателя проектируемого самолёта, а также диаграмма характеристик этого винта и графики для тяги на малых скоростях размещены в разделе пояснительной записки «6. Анализ основных характеристик проектируемого самолёта» подраздел «6.1.2. Характеристики воздушного винта и его диаграмма».

В пояснительной записке в начале подраздела «6.1.2. Характеристики воздушного винта и его диаграмма» размещается текст следующего содержания:

«Расчёт характеристик воздушного винта двигателя для проектируемого самолёта и выбор диаграммы его работы приведены в Приложении 2 к пояснительной записке».

1.4.5. ПРИМЕРЫ ДИАГРАММ ХАРАКТЕРИСТИК

ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ

Кравец А.С. Характеристики воздушных винтов. - М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1941.

Обязателен расчёт коэффициента, учитывающего влияние самолёта на КПД винта, расчётное значение которого приводится в подрисуночной надписи.

Кравец А.С. Характеристики воздушных винтов. - М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1941.

Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолётов. /Пер. с англ. Под ред. Е.П. Голубкова. – М.:

Машиностроение, 1983.

Кравец А.С. Характеристики воздушных винтов. - М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1941.

Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолётов. /Пер. с англ. Под ред. Е.П. Голубкова. – М.:

Машиностроение, 1983.

Авиация общего назначения. Рекомендации для конструкторов. – М.: Изд. ЦАГИ, 1996.

Рис. 20. Характеристики соосных винтов, образованных двумя винтами с Соосные воздушные винты. Труды ЦАГИ №559 с.п., БНТ НКАП, 1944.

Рис. 21. Характеристики соосных винтов, образованных двумя винтами с Соосные воздушные винты. Труды ЦАГИ №559 с.п., БНТ НКАП, 1944.

2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ

ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОЕКТИРУЕМОГО

В данном разделе представлена одна из возможных методик приближённой оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолёта.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЁТА

Описание общей схемы оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолёта включает (в скобках указаны разделы, в которых приведены конкретные инструкции):

Шаг 1. Определение несущей способности крыла самолёта * без механизации (разд. 2.2);

Шаг 2. Определение несущей способности крыла самолёта* с выпущенной механизацией (разд. 2.3);

(разд. 2.5);

Шаг 5. Построение поляры самолёта во взлётной конфигурации (механизация крыла во взлётном положении, шасси выпущено, нормальная работа всех двигателей) (разд. 2.6);

Шаг 6. Построение поляры самолёта в посадочной конфигурации (механизация крыла в посадочном положении, шасси выпущено, нормальная работа всех двигателей) (разд. 2.7);

В разд. 2.8 приведены рекомендации для оформления результатов оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолёта.

В некоторых случаях необходимо определение сопротивление самолёта с учетом волнового кризиса. В разд. 2.9 представлена приближённая оценка дополнительного волнового сопротивления.

Несущая способность крыла оценивается зависимостью C y = f (). В предложенной далее методике определения несущей способности крыла в полётной, взлётной и посадочной конфигурациях предполагается, что подъемная сила от фюзеляжа в первом приближении равна подъемной силе центроплана крыла при отсутствии фюзеляжа. Следовательно, для дозвуковых самолётов принимается, что подъемная сила создается крылом с полной площадью.

2.2. НЕСУЩАЯ СПОСОБНОСТЬ КРЫЛА

САМОЛЁТА БЕЗ МЕХАНИЗАЦИИ

Здесь изложена инструкция для реализации Шага 1 общей схемы оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолёта (см. подраздел 2.1) определения аэродинамических характеристик проектируемого самолёта, а крыла (или с убранной механизацией крыла), которое осуществляется по характерным ее точкам (рис. 2.2.1), определяемым углами:

потока с крыла, при котором нарушается линейность кривой Инструкция по расчёту и поC y = f () самолёта с убранной механизацией крыла включает:

Шаг 1.1. Вычисление максимального коэффициента подъемной силы крыла большого удлинения с убранной механизацией где – коэффициент, зависящий от сужения крыла; при = 1 этот коэффициент равен 0,9 и для сужения от 2 до 4 определяется по выражению Примечание. Максимальное значение коэффициента подъемной силы профиля может достигать величин 1,40...1,70. Меньшее значение характерно для профилей с относительной толщиной 0,09...0,10, а большее – для профилей с относительной толщиной 0,15...0,16, для суперкритических профилей и профилей с задним загружением.

Шаг 1.2. Вычисление производной (1/радиан):

Шаг 1.3. Вычисление значения коэффициента подъемной силы, соответн.с, ствующего углу атаки Шаг 1.4. Вычисление значения угла атаки Примечание. Приближённо можно принять Шаг 1.5. Вычисление значения критического угла атаки где = 2...3° (рис. 2.2.1);

для чисел значение критического угла атаки не определяется, так как зависимость строится только для линейного участка в диан.с.

= кр, C y = C y max и с помощью лекала проводят кривую через эту точку и точку с координатами ( н.с, С y н.с ), плавно переходящую в прямую в точке с координатами ( н.с, С y н.с ) и имеющую максимум в точке ( кр, С y max ).

САМОЛЁТА С МЕХАНИЗАЦИЕЙ

Здесь изложена инструкция для реализации Шага 2 общей схемы оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолёта (см. подраздел 2.1) определения аэродинамических характеристик проектируемого самолёта, а осуществляется по рис. 2.3.1. Кривая 2 (крыло с механизацией) на рис. 2.3.1 смещается вверх относительно исходной кривой 1 (крыло без механизации *). Кривая 2, как и кривая 1, имеет линейный участок значительной протяжённости. Допустимо принять, что наклон кривой 2 на линейном участке равен наклону кривой 1, форма кривых в окрестности критического угла 1 – крыло без механизации (М М крейс C x в > 0;

б) пренебрегается индуктивно-волновым сопротивлением, так как оценка волнового сопротивления производится при небольших коэффициентах подъемной силы, которые характерны для полётов с большими скоростями;

в) в первом приближении максимальное значение коэффициента волноC x в max, достигаемое при М = 1 зависит от относительной вого сопротивления толщины крыла 1) максимальное значение коэффициента где – относительная толщина крыла в процентах [%];

3) коэффициент волнового сопротивления При необходимости более точных вычислений следует обратиться к специальной литературе.

Рекомендуемая в разд. 3.1.2 Инструкция, представляет собой одну из возможных методик определения дальности полёта самолёта с ДТРД с учетом взаимосвязи аэродинамических характеристик самолёта в полётной конфигурации и характеристик его силовой установки. Инструкция основана на формуле Бреге в форме, рекомендуемой В.М. Шейниным.

Пример применения этой Инструкции приведен в разд. 3.1.3.

В разд. 3.1.1. (как напоминание) перечислены данные, необходимые для определения дальности полёта самолёта с ДТРД.

Внимание! В данном разделе скорость имеет размерность в [м/с].

В данном разделе, как напоминание, перечислены данные, необходимые для определения дальности полёта самолёта с ДТРД.

G 0 – взлётный вес самолёта (даН);

V крейс – крейсерская скорость полёта (м/с);

H крейс – крейсерская высота (м);

S – площадь крыла без наплывов (м2);

tp – время полёта на крейсерском режиме для расчёта резерва топлива (ч);

R 0 – взлётная тяговооружённость ( даН );

рис. … *– поляра самолёта в полётной конфигурации;

рис. …*– график ВСХ двигателя для тяги при взлётном режиме его работы ( R др Рисунок находится в начале подраздела «Расчёт дальности полёта»

рис. … – график ВСХ двигателя для удельного часового расхода топлива при взлётном режиме его работы ( R др рис...* – график дроссельной характеристики двигателя для удельного часового расхода топлива.

3.1.2. Инструкция: Определение дальности полёта самолёта с ДТРД.

Шаг 1. Оценка исходных данных:

1.1. По графику ВСХ двигателя для тяги при взлётном режиме его работы ( R др определить для расчётной точки крейсерского участка одного двигателя (см. рис. 3.1.1) для удельного часового расхода топлива при взлётном режиме его работы ( R др определить для расчётной точки крейсерского участка полёта H = H крейс, V = V крейс удельный часовой расход топлива двигателя (см.

рис. 3.1.2) 1.3. Определить по таблице МСА для крейсерской высоты духа 1.4. Вычислить крейсерское число Маха График приведен в подразделе «Характеристики силовой установки проектируемого самолёта».

1.5. Определить расчётное значение полётного веса самолёта Шаг 2. Вычислить потребное для горизонтального крейсерского участка полёта значение рис. 3.1.3б) и вычислить аэродинамическое качество самолёта в крейсерском полёте Шаг 4. Вычислить потребную тягу силовой установки самолёта на крейсерской высоте и скорости (крейсерский участок полёта) Шаг 5. Вычислить потребную степень дросселирования двигателя на крейсерской высоте и скорости (крейсерский участок полёта) Шаг 6. По графику дроссельной характеристики двигателя для топлива для полученной степени дросселиR др) крейс Шаг 7. Рассчитать удельный часовой расход топлива на крейсерском С R крейс = C R ( HV )крейс (C др) крейс.

Шаг 8. Вычислить параметр дальности В.М. Шейнина Шаг 10. Расчёт практической дальности полёта Рекомендуется, наряду с графиком, использовать расчётные данные таблицы поляры в полётной конфигурации.

Шаг 11. Оценка суммарной протяжённости участка набора крейсерской высоты и участка снижения перед посадкой 3.1.3. ПРИМЕР ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЁТА САМОЛЁТА с ДТРД (прототип Ту-154М*) Данные самолёта и двигателя:

– взлётный вес самолёта крейсерское число М крейс = 0,8 (V крейс = соте – взлётная тяга двигателя – время полёта на крейсерском режиме для расчёта резерва топлива – взлётная удельная нагрузка на крыло – взлётная тяговооружённость – рис. 3.1.5 – график ВСХ двигателя (типа Д-30КУ-154) для тяги при взлётном режиме его работы ( R др – рис. 3.1.6 – график ВСХ двигателя (типа Д-30КУ-154) для часового удельного расхода топлива при взлётном режиме его работы ( R др (точечная оценка);

– рис. 3.1.7 – график дроссельной характеристики двигателя (типа Д-30КУ-154) для топлива;

рис. 3.1.8б – поляры самолёта (типа Ту-154М) в полётной конфигурации;

рис. 3.1.8а – зависимости для самолёта (типа Ту-154М) в полётной конфигурации.

Бехтир В.П., Ржевский В.М., Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолёта Ту-154М. – М.:

«Воздушный транспорт», 1997.

Рис. 3.1.5. Высотно-скоростные характеристики для тяги Рис. 3.1.6. Высотно-скоростные характеристики для удельного расхода Рис. 3.1.7. Относительная дроссельная характеристика Рис. 3.1.8. Аэродинамические характеристики самолёта Расчёт дальности полёта самолёта с ДТРД 1. Оценка исходных данных:

1.1. По графику ВСХ двигателя для тяги при взлётном режиме его работы ( R др (рис. 3.1.5) определить для расчётной точки крейсерского участка H крейс = 11000 м, М крейс = 0,8 тягу одного двигателя полёта 1.2. По графику ВСХ двигателя для удельного часового расхода топлива при взлётном режиме его работы ( R др (рис. 3.1.6) определить для расМ крейс = 0, удельный часовой расход топлива двигателя H крейс = 11000 м относительную плотность воздуха 1.4. Определить расчётное значение полётного веса самолёта 2. Вычислить потребное для крейсерского участка полёта значение М крейс = 0,8 и C y крейс = 0,468 отмечается угол крейс = 6, ответствующий коэффициент и вычислить аэродинамическое качество самолёта в крейсерском полёте 4. Вычислить потребную тягу силовой установки самолёта для полёта на крейсерской высоте и скорости 5. Вычислить потребную степень дросселирования двигателя для полёта на крейсерской высоте и скорости 6. По графику дроссельной характеристики двигателя (рис. 3.1.7) для выR др) крейс = 0, 7. Рассчитать удельный часовой расход топлива на крейсерском участке полёта 8. Вычислить параметр дальности 9. Вычислить техническую дальность полёта 10. Расчёт практической дальности полёта 11. Оценка суммарной протяжённости участка набора крейсерской высоты и участка снижения Рекомендуемая в разд. 3.2.2 Инструкция, представляет собой одну из возможных методик определения дальности полёта самолёта с ТВД, учитывающей взаимосвязи аэродинамических характеристик самолёта в полётной конфигурации и характеристик его силовой установки (двигателей и воздушного винG т 0,2, то Инструкция основана на лита). Так как для самолётов МВЛ с ТВД неаризации формулы Бреге.

Пример применения этой Инструкции приведен в разд. 3.2.3.

В разд. 3.2.1. (как напоминание) перечислены данные, необходимые для определения дальности полёта самолёта с ТВД.

Внимание! В данном разделе скорость имеет размерность в [м/с].

В данном разделе, как напоминание, перечислены данные, необходимые для определения дальности полёта самолёта с ТВД.

G 0 – взлётный вес самолёта (даН);

V крейс – крейсерская скорость полёта, км/ч (м/с);

H крейс – крейсерская высота (м);

S – площадь крыла без наплывов (м2);

tp – время полёта на крейсерском режиме для расчёта резерва топлива (ч);

рис. … *– поляра самолёта в полётной конфигурации;

рис. …*– график ВСХ двигателя для мощности при взлётном режиме его работы ( N др Рисунок находится в начале подраздела «Расчёт дальности полёта самолёта».

рис. … – график ВСХ двигателя для удельного часового расхода топлива при взлётном режиме его работы ( N др рис....* – график дроссельной характеристики двигателя для удельного часового расхода топлива.

Данные воздушного винта:

тип воздушного винта – ВИШ;

рис. …* – диаграмма характеристик воздушного винта;

диаметр воздушного винта (м) предварительное значение КПД воздушного винта с учетом влияния сав крейс.

3.2.2. Инструкция: Определение дальности Шаг 1. Оценка исходных данных:

1.1. По графику ВСХ двигателя для мощности при взлётном режиме его работы ( N др определить для расчётной точки крейсерского участка поH = H крейс, V = V крейс График приведен в подразделе «Характеристики силовой установки проектируемого самолёта».

1.2. По графику ВСХ двигателя для удельного часового расхода топлива при взлётном режиме его работы ( N др определить для расчётной точки сительную плотность воздуха 1.4. Определить расчётное значение полётного веса самолёта 1.5. Вычислить вес топлива, расходуемого на участках: выруливания, взлёта, набора крейсерской высоты, снижения, предпосадочного маневрирования, посадки и руления после посадки * 1.6. Вычислить вес топлива, расходуемого на крейсерском участке полёта, Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А. Проектирование лёгких самолётов. – М.: Машиностроение, 1978.

Шаг 2. Вычислить потребное для горизонтального крейсерского участка полёта значение рис. 3.1.3а), который служит основой для выбора угла установки крыла по отношению к СГФ.

рис. 3.2.5б) и вычислить аэродинамическое качество самолёта на крейсерском участке полёта Важно! Практика вычисления показывает необходимость очень аккуратК крейс *.

Рекомендуется, наряду с графиком, использовать расчётные данные таблицы поляры в полётной конфигурации.

Шаг 4. Расчёт потребной мощности силовой установки самолёта для крейсерского участка полёта Шаг 5. Вычислить мощность одного двигателя на крейсерском участке полёта с помощью диаграммы характеристик винта способом последовательных итераций *.

5.1) принимается, что первая итерация значения КПД воздушного винта 5.2) вычислить мощность одного двигателя 5.3) коэффициент мощности воздушного винта здесь коэффициент 0,9…095 учитывает тот факт, что 90…95 % потребной мощности реализуется воздушным винтом, а остальная часть – реактивным соплом 5.4) относительная поступь воздушного винта учетом влияния самолёта где – коэффициент, учитывающий влияние самолёта на КПД винта. ЕсЕсли итераций несколько, то оформляют первую из них и окончательный ответ после последней итерации.

ли характеристики винта это влияние снятый с диаграммы характеристик возДиаграмма характеристик винта по следующей формуле 5.7) проверить условие продолжения итераций Если условие продолжения итераций выполняется (абсолютное значение невязки итераций более 3%), то переходят к следующей итерации, т.е. переходят к выполнению 5.2) и далее, принимая при этом Если условие продолжения итераций не выполняется (абсолютное значение невязки итераций менее или равно 3%), то итерационный процесс вычисления КПД винта окончен. Расчётное значение КПД винта будет и соответствующая ему мощность вычисляется по формуле Шаг 6. Вычислить потребную степень дросселирования двигателя Шаг 7. По графику дроссельной характеристики двигателя (рис. 3.2.5) при вычисленной степени дросселирования N др крейс (С др) крейс.

крейсерском участке полёта Шаг 9. Рассчитать часовой расход топлива на крейсерском участке полёте Шаг 10. Вычислить протяжённость крейсерского участка полёта Шаг 11. Оценить по эмпирической формуле суммарную дальность, проходимую самолётом на участке набора крейсерской высоты и участке снижения, здесь размерности:

Шаг 12. Вычислить техническую дальность полёта Шаг 13. Рассчитать практическую дальность полёта (здесь в км/ч) 3.2.3. ПРИМЕР ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЁТА САМОЛЁТА с ТВД (прототип Ан-24*) Данные самолёта, двигателя и воздушного винта:

– крейсерская скорость полёта H крейс = 6000 м;

– время полёта на крейсерском режиме для расчёта резерва топлич;

ва t р – взлётная удельная нагрузка на крыло – – рис. 3.2.6 ** – график ВСХ двигателя для мощности при взлётном режиме его работы ( N др – рис. 3.2.7** – график ВСХ двигателя по топливу при взлётном режиме его работы ( N др – рис 3.2.8 – график дроссельной характеристики для топлива;

– рис. 3.2.9 – диаграмма характеристик воздушного винта;

– диаметр воздушного винта – – частота вращения винта – предварительное значение КПД винта на крейсерском участке полёта с учетом влияния самолёта – рис. 3.2.10* – поляра самолёта в полётной конфигурации;

конфигурации.

Богославский Л.Е. Практическая аэродинамика самолёта Ан-24. – М.: Транспорт, 1972.

Авиационный турбовинтовой двигатель АИ-24 2 серии. Инструкция по эксплуатации и техническому обслуживанию. – М.: Машиностроение, 1977.

Рис. 3.2.6. Высотно-скоростные характеристики для тяги на взлётном Рис. 3.2.7. Высотно-скоростные характеристики для удельного Рис. 3.2.8. Дроссельная характеристика ТВД Рис. 3.2.9. Характеристики воздушного винта с учетом влияния крыла и мотоk винт = 1.

гондолы. Так как на самолёте аналогичная компоновка винта, то Источник: Кравец А.С. Характеристики воздушных винтов. - М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1941.

Рис. 3.2.10. Аэродинамические характеристики самолёта.

Расчёт дальности полёта самолёта с ТВД 1. Оценка исходных данных:

1.1. По графику ВСХ двигателя для мощности при взлётном режиме его работы ( N др (рис. 3.2.6) определить для расчётной точки крейсерского участка полёта 1.2. По графику ВСХ двигателя для удельного часового расхода топлива при взлётном режиме его работы ( N др (рис. 3.2.7) определить для расV крейс = удельный часовой расход топлива 1.3. Определить по таблице МСА на крейсерской высоте относительную плотность воздуха 1.4. Определить расчётное значение полётного веса самолёта 1.5. Вычислить вес топлива, расходуемого на участках: выруливания, взлёта, набора крейсерской высоты, снижения, предпосадочного маневрирования, посадки и руления после посадки здесь статистический коэффициент 1.6. Вычисляется вес топлива, расходуемого на крейсерском участке полёта 2. Вычисляется потребное для горизонтального крейсерского участка полёта значение На графике – рис. 3.2.10 для самолёта в полётной конфигуC y крейс = 0,509 отмечается угол крейс 5°.

рации при 3. По графику поляры самолёта в полётной конфигурации (рис. 3.2.10) C y крейс = 0,509 определить соответствующий коэффициент для полученного и вычислить аэродинамическое качество самолёта на крейсерском участке полёта 4. Вычисляется потребная мощность силовой установки самолёта для полёта на крейсерском участке 5. Вычислить мощность одного двигателя для полёта на крейсерском участке полёта с применением диаграммы характеристик винта способом последовательных итераций:

на его предварительному значению 5.2) вычислить потребную мощность одного двигателя 5.3) коэффициент мощности воздушного винта здесь коэффициент 0,95 учитывает тот факт, что 95% потребной мощности реализуется воздушным винтом, а остальная часть реактивным соплом ТВД;

5.4) относительная поступь воздушного винта грамме характеристик винта винта с учетом влияния самолёта где – коэффициент, учитывающий влияние самолёта на КПД винта;

5.6) вычислить невязку итераций по следующей формуле 5.7) проверить условие продолжения итераций Условие продолжения итераций не выполняется (абсолютное значение невязки итераций менее 3%), поэтому итерационный процесс вычисления КПД винта окончен. Расчётное значение КПД винта будет и соответствующая ему мощность двигателя вычисляется по формуле 6. Вычисляется потребная степень дросселирования двигателя 7. По графику дроссельной характеристики двигателя (рис. 3.2.8) при вычисленной степени дросселирования 8. Вычисляется удельный часовой расход топлива на крейсерском участке полёта 9. Рассчитывается часовой расход топлива на крейсерском участке полёта 10. Вычисляется дальность полёта на крейсерском участке 11. Оценивается суммарная дальность, проходимая самолётом на участке набора крейсерской высоты и участке снижения:

12. Вычисляется техническая дальность полёта Рекомендуемая в разд. 3.3.2 Инструкция, представляет собой одну из возможных методик определения дальности полёта самолёта с ПД, учитывающей взаимосвязи аэродинамических характеристик самолёта в полётной конфигурации и характеристик его силовой установки (двигателей и воздушного винG т 0,2, то Инструкция основана Пример применения этой Инструкции приведен в разд. 3.3.3.

В разд. 3.3.1. (как напоминание) перечислены данные, необходимые для определения дальности полёта самолёта с ПД.

Внимание! В данном разделе скорость имеет размерность в [м/с].

Имеются существенные различия в методике определения дальности полёта поршневого самолёта с ВИШ и самолёта с ВФШ.

В данном разделе, как напоминание, перечислены данные, необходимые для определения дальности полёта самолёта с ПД.

G 0 – взлётный вес самолёта (даН);

V крейс – крейсерская скорость полёта, км/ч (м/с);

H крейс – крейсерская высота (м);

S – площадь крыла без наплывов (м2);

tp – время полёта на крейсерском режиме для расчёта резерва топлива (ч);

N 0 – взлётная энерговооружённость ( даН );

рис. … *– поляра самолёта в полётной конфигурации;

Рисунок находится в начале подраздела «Расчёт дальности полёта самолёта»

рис. … *– график высотных характеристик двигателя для мощности при максимальном (номинальном) режиме его работы ( N др рис. …*– график высотных характеристик двигателя для удельного часового расхода топлива при максимальном (номинальном) режиме его работы ( N др рис...* – график дроссельной характеристики двигателя для удельного часового расхода топлива;

относительная винтовая (дроссельная) характеристика для мощности представлена известным выражением Данные воздушного винта:

тип воздушного винта – ВИШ;

предварительное значение КПД, принятое на этапе проработки базовой схемы (см. разд. 6.4.2 тома I Руководства) – рис. …* – диаграмма характеристик воздушного винта;

диаметр воздушного винта (м) редукция частоты вращения вала ПД Примечание: если ПД оборудован редуктором, понижающим частоту вращения вала двигателя при передаче мощности к воздушному винту, то n ред < 1. Если редукn ред = 1 ;

тор отсутствует, то 3.3.2. Инструкция: Определение дальности полёта самолёта с ПД, оборудованным ВИШ Шаг 1. Оценка исходных данных:

1.1. По графику высотных характеристик двигателя для мощности при двигателя (см. рис. 3.3.1) График приведен в подразделе «Характеристики силовой установки проектируемого самолёта».

1.2. По графику высотных характеристик двигателя для удельного часового расхода топлива при максимальном (номинальном) режиме его работы ( N др определить для расчётной точки крейсерского участка полёта H = H крейс удельный часовой расход топлива двигателя (см. рис. 3.3.2) сительную плотность воздуха 1.4. Определить расчётное значение полётного веса самолёта 1.5. Вычислить вес топлива, расходуемого на участках: выруливания, взлёта, набора крейсерской высоты, снижения, предпосадочного маневрирования, посадки и руления после посадки 1.6. Вычислить вес топлива, расходуемого на крейсерском участке полёта Шаг 2. Вычислить потребное для горизонтального крейсерского участка полёта значение (рис. 3.3.3а), который служит основой для выбора угла установки крыла по отношению к СГФ.

рис. 3.3.3б) и вычислить аэродинамическое качество самолёта в крейсерском полёте Важно! Практика вычисления показывает необходимость очень аккуратК крейс *.

Шаг 4. Расчёт потребной мощности силовой установки самолёта для крейсерского участка полёта Шаг 5. Вычислить мощность одного двигателя для крейсерского участка полёта с помощью диаграммы характеристик винта способом последовательных итераций **.

5.1) принимается, что первая итерация значения КПД воздушного винта 5.2) вычислить мощность одного двигателя 5.3) вычислить потребную степень дросселирования двигателя 5.4) определить – частоту вращения вала двигателя при потребN др крейс ) j Рекомендуется, наряду с графиком, использовать расчётные данные таблицы поляры в полётной конфигурации.

Если итераций несколько, то оформляют первую из них и окончательный ответ после последней итерации.

5.5) вычислить с учетом редукции (если применимо) частоту вращения винта в об/с по формуле 5.6) вычислить коэффициент мощности воздушного винта 5.7) вычислить относительную поступь воздушного винта где – коэффициент, учитывающий влияние самолёта на КПД винта.

Если характеристики винта это влияk винт = 1, случаях этот коэффициент вычисляется в разделе «Модели характеристик воздушных винтов»;

5.9) вычислить невязку итераций по следующей формуле 5.10) проверить условие продолжения итераций Если условие продолжения итераций выполняется (абсолютное значение невязки итераций более 3%), то переходят к следующей итерации, т.е. переходят к выполнению пункта 5.2) и далее, принимая при этом Если условие продолжения итераций не выполняется (абсолютное значение невязки итераций менее или равно 3%), то итерационный процесс вычисления КПД, определенному при последней итерации;

5.11) уточняется при полученном КПД винта величина мощность двигателя степень дросселирования Шаг 6. По графику относительной дроссельной характеристики двигателя значение Шаг 7. Вычислить удельный часовой расход топлива в крейсерском полёте Шаг 8. Рассчитать часовой расход топлива в крейсерском полёте где N e крейс – уточненная величина мощности двигателя для крейсерского участка полёта.

Шаг 9. Вычислить дальность крейсерского полёта в км Шаг 10. Оценить по эмпирической формуле суммарную дальность, проходимую самолётом на участке набора высоты и участке снижения здесь размерности:

Шаг 11. Вычислить техническую дальность полёта Инструкция для определения дальности полёта самолёта с ПД, оборудованного винтом фиксированного шага:

ЗАРЕЗЕРВИРОВАНО

3. 3. 3. ПРИМЕР ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЁТА Данные самолёта и двигателя:

G 0 = 5250 даН – взлётный вес самолёта;

V крейс = 190 км/ч (52,8 м/с) – крейсерская скорость полёта на высоте H крейс = 800 м;

S = 71,52 м2 – площадь крыла (двух крыльев биплана);

N дв = 1 – число двигателей;

t р = 0,75 ч – время полёта на крейсерском режиме для расчёта резерва топлива;

N 0 = 5250 = 0,19 даН – взлётная энерговооружённость;

рис. 3.3.7 **– график высотных характеристик двигателя для мощности при номинальном режиме его работы ( N др рис. 3.3.7 – график высотных характеристик двигателя по топливу при номинальном режиме его работы ( N др относительная винтовая характеристика для мощности двигателя имеет вид рис. 3.3.9 – график относительной дроссельной характеристики двигателя для топлива;

рис. 3.3.10 – поляра самолёта в полётной конфигурации самолёта.

Характеристики воздушного винта:

тип воздушного винта – ВИШ;

( в) крейс = 0,76 – предварительное значение КПД винта в носовой части фюзеляжа, принятое на этапе проработки базовой схемы;

рис. 3.3.11 – диаграмма характеристики винта;

D в = 3,6 м – диаметр воздушного винта;

Шифрин Н.М. Практическая аэродинамика самолёта Ан-2. – М.: Транспорт, 1972.

Руководство по лётной эксплуатации самолёта Ан-2. – М.: Воздушный транспорт, 1984.

Лабазин П.С. Авиационный двигатель АШ-62ИР. – М.: РИО Аэрофлота, 1956.

n ред =11 16 = 0,688 – редукция частоты вращения вала ПД, т.е. из-за редуктора частота вращения винта меньше частоты вращения двигателя.

Рис. 3.3.9. Относительная дроссельная характеристика двигателя для топлива Рис. 3.3.11. Характеристики серии четырехлопастных винтов. При использовании этой диаграммы учет влияния самолёта на КПД винта осуществляется поправочным множителем, равным 1.1. По графику высотных характеристик двигателя для мощности при расчётной точки крейсерского участка полёта двигателя (рис. 3.3.7) 1.2. По графику высотных характеристик двигателя для удельного часового расхода топлива при максимальном (номинальном) режиме его работы ( N др определить для расчётной точки крейсерского участка полёта H крейс = 800 м удельный часовой расход топлива двигателя (рис. 3.3.7) 1.3. Определить по таблице МСА на крейсерской высоте относительную плотность воздуха 1.4. Определить расчётное значение полётного веса самолёта 1.5. Вычислить вес топлива, расходуемого на участках: выруливания, взлёта, набора крейсерской высоты, снижения, предпосадочного маневрирования, посадки и руления после посадки здесь статистический коэффициент 1.6. Вычислить вес топлива, расходуемого на крейсерском участке полёта 3. По графику поляры самолёта в полётной конфигурации (рис. 3.3.10) сопротивления и вычислить аэродинамическое качество самолёта на крейсерском участке полёта 4. Расчёт потребной мощности силовой установки самолёта для крейсерского полёта 5. Вычислить мощность одного двигателя для крейсерского полёта с помощью диаграммы характеристик винта способом последовательных итераций.

5.1) принимается, что первая итерация значения КПД воздушного винта 5.2) вычислить мощность одного двигателя 5.3) вычислить потребную степень дросселирования двигателя дросселирования 5.5) вычислить с учетом редукции частоту вращения винта в об/с по формуле 5.6) вычислить коэффициент мощности воздушного винта 5.7) вычислить относительную поступь воздушного винта 5.8) для полученных значений относительной поступи на рис. 3.3.11 определяется следующая итерация значения КПД винта ( в крейс ) j +1 = 0,805, а с учетом коэффициента влияния самолёта 5.9) вычислить невязку итераций по следующей формуле 5.10) проверить условие продолжения итераций Условие продолжения итераций не выполняется (абсолютное значение невязки итераций менее 3%), то итерационный процесс вычисления КПД винта окончен и расчётное значение КПД винта 5.11) уточняется:

мощность двигателя степень дросселирования 6. По графику относительной дроссельной характеристики двигателя для проектируемого самолёта (рис. 3.3.9.) при уточненной степени дросселироваN др крейс = 0,502 определить ния 7. Вычислить удельный часовой расход топлива на крейсерском участке полёта 8. Рассчитать часовой расход топлива в крейсерском полёте где N e крейс л.с. – уточненная величина мощности одного двигателя для крейсерского участка полёта.

9. Вычислить дальность крейсерского полёта в км 10. Оценить дальность, проходимую самолётом при наборе высоты и снижении:

здесь размерности:

11. Вычислить техническую дальность полёта

4. ВЗЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Рекомендуемая в разд. 4.2 Инструкция, представляет собой одну из возможных методик определения взлётных характеристик самолёта с учетом взаимосвязи аэродинамических характеристик самолёта во взлётной конфигурации, характеристик его силовой установки при взлёте и конкретной компоновки стоек шасси.

Инструкция основана на допущении равноускоренного движения самолёта под действием средних значений сил, действующих на него при разбеге, и статистическом подходе к определению дистанции воздушного участка взлёта.

Пример применения этой Инструкции приведен в разд. 4.3.

В разд. 4.1 (как напоминание) перечислены данные, необходимые для определения взлётных характеристик.

Взлётные характеристики самолёта определяются для взлётного веса (в даН) в условиях МСА и H = 0 м.

Внимание! В данном разделе скорости имеют размерность в [м/с], а дистанции участков взлёта измеряются в метрах.

В данном разделе, как напоминание, перечислены данные, необходимые для определения взлётных характеристик самолёта.

Категория самолёта (транспортная/переходная/нормальная);

G 0 – взлётный вес самолёта (даН);

S – площадь крыла без наплывов (м2);

уст – угол установки крыла по отношению к СГФ;

– угол опрокидывания (для самолётов с передней опорой) или посадочный угол (для самолётов с хвостовой опорой) – по габаритному чертежу;

* – стояночный угол самолёта с носовой опорой (для самолётов с хвостовой опорой ст – угол атаки крыла самолёта при его стоянке:

Важно учитывать знак величины угла. Если СГФ самолёта наклонена носом к ВПП, то этот угол является отрицательным, если приподнята – положительным. Если СГФ самолёта параллельна ВПП, то = 0.

рис. … – поляра самолёта во взлётной конфигурации (убирающееся шасси выпущено);

Данные силовой установки:

рис. …**– зависимость взлётной тяги двигателя от скорости в условиях МСА и м с учетом типа двигателя и типа установленного воздушного винта – ВФШ или ВИШ (если применимо).

4.2. ИНСТРУКЦИЯ. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЁТНЫХ

ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТА

Шаг 1. Оценка исходных данных:

1.1. Определить высоту условного препятствия (безопасную высоту при взлёте) согласно требованиям соответствующих НЛГ:

H без = 10,7 м – для самолётов переходной и транспортной категорий;

H без = 15 м – для самолётов нормальной категории.

1.2. Назначить величину коэффициента трения качения колес шасси о взлётную поверхность – Коэффициент зависит в основном от состояния взлётной поверхности, давления в пневматиках и скорости движения. В учебной и справочной литературе приводятся различные, хотя и близкие, значения коэффициента f разб. Обобщая эту информацию, рекомендуется принимать:

f разб = 0,02 – искусственное сухое твердое покрытие (бетон, асфальт), пневматики высокого давления (как правило, самолёты транспортной категории);

Pages: |

| 2 |

Главная >> Методички

[ СКАЧАТЬ ОРИГИНАЛ ДОКУМЕНТА .pdf ]

Похожие работы:

«Дралин А.И., Михнева С.Г. МИНОБРНАУКИ РФ Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования ПЕНЗЕНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ (ФГБОУ ВПО Пензенский государственный университет) Факультет экономики и управления Кафедра Экономическая теория и мировая экономика МИРОВАЯ ЭКОНОМИКА И МЕЖДУНАРОДНЫЕ ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ОТНОШЕНИЯ Часть I МИРОВАЯ ЭКОНОМИКА Учебное пособие ПЕНЗА ИИЦ ПГУ 2012 УДК.... Учебное пособие Мировая экономика и международные...»

«Министерство образования и науки Российской Федерации САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ К.В. ШВЕЦОВ РЫНОК ТРУДА И УПРАВЛЕНИЕ ЗАНЯТОСТЬЮ Методические рекомендации к курсовой работе 081100.62 Организация государственного и муниципального управления Санкт-Петербург 2013 УДК 332.13(075.8) ББК 65.240я73 Ш 352 Швецов К.В. РЫНОК ТРУДА И УПРАВЛЕНИЕ ЗАНЯТОСТЬЮ: Методические рекомендации к курсовой работе / Под ред. д-ра экон.наук, проф. А.В. Федотова, СПб.: Изд-во Политехн....»

«Рассмотрено Согласовано Утверждено на заседании МО с ЗД по УВР директором ГКС (К) ОУ _13 г. _13 г. школа-интернат №3 г. Оренбурга Абдульманова Г.Х. Литвинова Л.А. _13 г._ Колпащикова Л.И. Календарно-тематическое планирование уроков английского языка 5 класс 68 часов (2 часа в неделю) Методическое обеспечение: Программа О.В. Афанасьевой, И.В. Михеевой Учебник О.В. Афанасьевой, И.В. Михеевой Английский язык: 1-й год обучения, 5 класс; рабочие тетради № 1, 2; звуковое пособие к учебнику и рабочим...»

«М. И. Лебедев САМОЛЕТОВОЖДЕНИЕ Учебное пособие для летчиков и штурманов гражданской, военно- транспортной и стратегической авиации Часть I Ставрополь 1 2003г 2 Содержание. Раздел 1 Основы авиационной картографии. Глава 1. Основные географические понятия 8 §1 Формы и размеры Земли. 8 §2. Основные географические точки, линии и круги на земном шаре. §3. Географические координаты §4. Длина дуги меридиана, экватора и параллели §5. Направления на земной поверхности §6. Ортодромия и локсодромия §7....»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ И НАУКЕ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ЗДРАВООХРАНЕНИЮ И СОЦИАЛЬНОМУ РАЗВИТИЮ ГОУ ВПО АМУРСКАЯ ГОСУДАРСТВЕННАЯ МЕДИЦИНСКАЯ АКАДЕМИЯ БЛАГОВЕЩЕНСКИЙ ФИЛИАЛ НОУ ВПО МОСКОВСКАЯ АКАДЕМИЯ ПРЕДПРИНИМАТЕЛЬСТВА ПРИ ПРАВИТЕЛЬСТВЕ Г. МОСКВЫ КОВАЛЕНКО А.И., ПИСКУН А.И., ТИМОШЕНКО Т.В. МОРАЛЬ И ПРАВО В МЕДИЦИНЕ Учебное пособие г. Благовещенск 2007 г. УДК 614. Коваленко А.И., Пискун А.И., Тимошенко Т.В. Мораль и право в медицине: Учебное пособие – Благовещенск, 2007. Рецензенты:...»

«МИНИСТЕРСТЕРСТВО СЕЛЬСКОГО ХОЗЯЙСТВА Российской Федерации ФГБОУ ВПО Кубанский государственный аграрный университет В.Г. Рядчиков Основы питания и кормления сельскохозяйственных животных Краснодар - 2012 1 МИНИСТЕРСТЕРСТВО СЕЛЬСКОГО ХОЗЯЙСТВА Российской Федерации ФГБОУ ВПО Кубанский государственный аграрный университет В.Г. Рядчиков Основы питания и кормления сельскохозяйственных животных (учебно-практическое пособие) Предназначено в качестве учебно-практического пособия для студентов...»

«ТЕОРИЯ СИСТЕМ И СИаЕМНЫЙ АНАЛИЗ В УПРАВЛЕНИИ ОРГАНИЗАЦИЯМИ; СПРАВОЧНИК Под редакцией В.Н.Волковой и А.А.Емельянова Рекомендовано Учебно-методическим объединением по образованию в области прикладной информатики в качестве учебного пособия для студентов вузов, обучающихся по специальности Прикладная информатика (по областям) МОСКВА ФИНАНСЫ И СТАТИСТИКА 2006 УДК 005,7:004(035) ББК 65.291.21в631я2 ТЗЗ АВТОРЫ: В.А. Барииов, Л.С. Болотова, В.Н. Волкова, А.А. Денисов, В.А. Дуболазов, А.А. Емельянов,...»

«ПРОБЛЕМЫСОВРЕМЕННОГО ОБРАЗОВАНИЯ www.pmedu.ru 2012, №1, 60-67 НАУЧНО-ПЕДАГОГИЧЕСКАЯ И МЕТОДИЧЕСКАЯ ЛИТЕРАТУРА И ЕЕ РОЛЬ В ФОРМИРОВАНИИ НАУЧНОГО ПОТЕНЦИАЛА РОССИЙСКОГО УЧИТЕЛЯ ВТОРОЙ ПОЛОВИНЫ XIX – НАЧАЛА XX ВВ. (ИЗ СОБРАНИЯ НАУЧНОПЕДАГОГИЧЕСКОЙ БИБЛИОТЕКИ ИМ. К.Д. УШИНСКОГО) 1. Статья первая. SCIENTIFIC, EDUCATIONAL AND METHODICAL LITERATURE AND ITS ROLE IN SHAPING THE SCIENTIFICPOTENTIAL OF RUSSIA'S TEACHER OF THE 2ND HALF OF XIX - EARLY XX CENTURIES. (FROM THE COLLECTION OF USHINSKY...»

«ПЕНЗЕНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ПЕДАГОГИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ ИМ. В. Г. БЕЛИНСКОГО Историко-филологический факультет Направление Иностранные языки Гуманитарный учебно-методический и научно-издательский центр Пензенского государственного университета Авдеевские чтения Материалы I Всероссийской научно-практической конференции преподавателей, учителей, аспирантов, студентов и школьников, посвящнной 350-летию со дня основания г. Пензы 25 апреля 2013 года Пенза, 2013 1 Печатается по решению...»

«Приложение №4 к Техническим требованиям к генерирующему оборудованию участников ОРЭ Методические указания по определению и согласованию ограничений установленной электрической мощности тепловых и атомных электростанций Напечатано с сайта ОАО СО ЕЭС www.so-ups.ru 2 Содержание: 1. Общие положения..4 2. Термины и определения.. 4 3. Классификация ограничений мощности.5 4. Материалы, представляемые для согласования ограничений.7 5. Порядок расчета и принципы учета ограничений ТЭС. 6. Порядок...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ ЧЕЛЯБИНСКОЙ ОБЛАСТИ ЧЕЛЯБИНСКИЙ ИНСТИТУТ ПЕРЕПОДГОТОВКИ И ПОВЫШЕНИЯ КВАЛИФИКАЦИИ РАБОТНИКОВ ОБРАЗОВАНИЯ ИНТЕГРАЦИЯ МЕТОДИЧЕСКОЙ (НАУЧНО-МЕТОДИЧЕСКОЙ) РАБОТЫ И СИСТЕМЫ ПОВЫШЕНИЯ КВАЛИФИКАЦИИ КАДРОВ Материалы VIII Всероссийской научно-практической конференции Часть 2 20 апреля 2007 г. Челябинск УДК 351/354 ББК 74.56 И 73 И 73 Интеграция методической (научно-методической) работы и системы повышения квалификации...»

«Федеральное агенство по образованию _ САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКАЯ ГОСУДАРСТВЕННАЯ ЛЕСОТЕХНИЧЕСКАЯ АКАДЕМИЯ ИМЕНИ С.М. КИРОВА ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПРЕДПРИЯТИЙ Методические указания по изучению дисциплины и выполнению контрольной работы для студентов специальности 250403 Технология деревообработки, направлений 250300 Технология и оборудование лесозаготовительных и деревообрабатывающих производств и 080500 Менеджмент Санкт-Петербург Create PDF files without this message by purchasing novaPDF printer...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАНИЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ КУЛЬТУРЫ И ИСКУССТВ Кафедра международного и внутреннего туризма Учебно-методический комплекс по дисциплине Технологии выставочной деятельности Москва 2011 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАНИЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ КУЛЬТУРЫ И ИСКУССТВ Кафедра международного и внутреннего туризма ТЕХНОЛОГИИ ВЫСТАВОЧНОЙ...»

«Комитет образования и науки Курской области Принят Педагогическим Утверждаю: советом 14 января 2010 г. Протокол № 1 В.И. Пархоменко 14.01.10 г. Отчет о результатах самообследования Государственного образовательного учреждения среднего профессионального образования Курский педагогический колледж Курской области г. Курск 2010 г. Содержание отчета 1. Организационно-правовое обеспечение образовательной деятельности. Историческая справка. 2. Система управления образовательным учреждением 2.1....»

«МБОУ Открытая (сменная) общеобразовательная школа № 11. УТВЕРЖДЕНА ПРИНЯТА Советом Педагогическим советом МБОУ ОСОШ № 11 МБОУ ОСОШ № 11 Протокол № Протокол № 1 от 31.08.2012 от 30.08.2012 ПРИКАЗ Директора МБОУ ОСОШ № 11 Хопровой Л.Н. № 184 от 30.08.2013 ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА Муниципального бюджетного общеобразовательного учреждения открытой (сменной) общеобразовательной школы № 11 Центрального района г.Воронежа 2013-2014 уч.г Подготовили: Хопрова Л.Н., директор,Воронина Е.А., Шеншина Е.Е.,...»

«Требования к проведению муниципального этапа всероссийской олимпиады школьников по основам безопасности жизнедеятельности в 2012-2013 учебном году 1. Общие положения 1.1.1 Настоящие требования к проведению муниципального этапа всероссийской олимпиады школьников по основам безопасности жизнедеятельности составлены на основе: Положения о всероссийской олимпиаде школьников, утвержденного приказом Минобрнауки России от 2 декабря 2009 года №695; Положения о проведении школьного, муниципального,...»

«В.В. Пиляева ГРАЖДАНСКОЕ ПРАВО ЧАСТИ ОБЩАЯ И ОСОБЕННАЯ УЧЕБНИК 4 е издание КНОРУС МОСКВА 2010 УДК 347(470+571)(075.8) ББК 67.404(2Рос)я73 П32 Пиляева В.В. Гражданское право. Части общая и особенная : учебник / В.В. Пиляе П32 ва. — 4 е изд., стер. — М. : КНОРУС, 2010. — 992 с. ISBN 978 5 406 00159 2 Учебник Гражданское право написан на основе современных принципов и методов, которые необходимы при изучении гражданского права. В издании освещены все разделы гражданского права – от общего учения...»

«Р.В.ОВЧАРОВА ПСИХОЛОГИЯ МЕНЕДЖМЕНТА МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ КУРГАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ Р.В. ОВЧАРОВА ПСИХОЛОГИЯ МЕНЕДЖМЕНТА (МУЛЬТИМЕДИЙНОЕ СОПРОВОЖДЕНИЕ КУРСА В СХЕМАХ И КОММЕНТАРИЯХ) УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ КУРГАН 2005 2 ББК 88.4я73 УДК 37.015.3.(0.75.8) О 35 Рецензенты: доктор психологических наук, профессор Р.В.Габдреев; доктор психологических наук, профессор Л.Б.Шнейдер. Печатается по решению научно-методического совета...»

«Министерство образования Республики Беларусь Международный государственный экологический университет им. А.Д. Сахарова Факультет экологической медицины Кафедра биохимии и биофизики ХИМИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ АНАЛИЗА Методическое пособие по дисциплине Аналитическая химия для студентов экологических и химикотехнологических специальностей Минск МГЭУ им. А.Д. Сахарова 2005 УДК 543.2 Авторы-составители: д.х.н., профессор Баев А.К.; к.х.н., ст. преп. Свирко Л.К.; к.х.н., Копылович М.Н. Под общей редакцией...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ МЕТОДИЧЕСКИЕ РЕКОМЕНДАЦИИ И КОНТРОЛЬНЫЕ РАБОТЫ ПО ДИСЦИПЛИНЕ ИСТОРИЯ ФАРМАЦИИ Издательско-полиграфический центр Воронежского государственного университета 2014 Утверждено решением научно-методического совета фармацевтического факультета от мая 2014 г., протокол № 1500-08-05 Составители: Е.Е. Чупандина, А.А. Черникова,...»

наверх

<< ГЛАВНАЯ | КОНТАКТЫ

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА
(Авторефераты, диссертации, методички, учебные программы, монографии)

РУКОВОДСТВО ПО ПРОЕКТИРОВАНИЮ

ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ

ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

ПРЕДИСЛОВИЕ к РУКОВОДСТВУ

ОГЛАВЛЕНИЕ

СОДЕРЖАНИЕ

РЕКОМЕНДУЕМЫЕ ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ,

ОБОЗНАЧЕНИЯ И ИНДЕКСЫ

СОКРАЩЕНИЯ

1. ХАРАКТЕРИСТИКИ СИЛОВОЙ

УСТАНОВКИ ПРОЕКТИРУЕМОГО

ДВУХКОНТУРНЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

ТУРБОВИНТОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

1.3. МОДЕЛИ ХАРАКТЕРИСТИК ПОРШНЕВЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

1.4. МОДЕЛИ ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУШНЫХ

ВИНТОВ

ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУШНОГО ВИНТА ДЛЯ

ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЁТА

ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ

2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ

ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОЕКТИРУЕМОГО

АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЁТА

САМОЛЁТА БЕЗ МЕХАНИЗАЦИИ

САМОЛЁТА С МЕХАНИЗАЦИЕЙ

ЗАРЕЗЕРВИРОВАНО

4. ВЗЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТА

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА (Авторефераты, диссертации, методички, учебные программы, монографии)

РУКОВОДСТВО ПО ПРОЕКТИРОВАНИЮ

ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ

ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

ПРЕДИСЛОВИЕ к РУКОВОДСТВУ

ОГЛАВЛЕНИЕ

СОДЕРЖАНИЕ

РЕКОМЕНДУЕМЫЕ ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ,

ОБОЗНАЧЕНИЯ И ИНДЕКСЫ

СОКРАЩЕНИЯ

1. ХАРАКТЕРИСТИКИ СИЛОВОЙ

УСТАНОВКИ ПРОЕКТИРУЕМОГО

ДВУХКОНТУРНЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

ТУРБОВИНТОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

1.3. МОДЕЛИ ХАРАКТЕРИСТИК ПОРШНЕВЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО

1.4. МОДЕЛИ ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУШНЫХ

ВИНТОВ

ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУШНОГО ВИНТА ДЛЯ

ДВИГАТЕЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЁТА

ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ

2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ

ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОЕКТИРУЕМОГО

АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЁТА

САМОЛЁТА БЕЗ МЕХАНИЗАЦИИ

САМОЛЁТА С МЕХАНИЗАЦИЕЙ

ЗАРЕЗЕРВИРОВАНО

4. ВЗЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТА

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА
(Авторефераты, диссертации, методички, учебные программы, монографии)