Как расчитать тяговооруженность и нагрузку на крыло

Теги:авиация
 
1 2 3
+
-
edit
 

Frogfut

новичок
Доброго времени суток!

Если кто-нибудь занимался расчетами палубных самолётов - прошу совета.

Требуется рассчитать потребную тяговооруженность и нагрузку на крыло самолёта корабельного базирования.

Условия следующие:

1) Взлёт и набор высоты одним отказавшим двигателем (Vymin>=2 м/с)
2) Палуба плоская или с трамплином (длины и высоты заданы)

Исходные данные:

1) расчётная взлётная масса 1-ого приближения - m'0;
2) длина палубы корабля (в случае трамплина влючается длина криволинейной части) - L;
3) атмосферные условия - расчётные t0, P0, ro0, a0, h~50 м.

Признаки схемы самолёта:

1) балансировочная схема - нормальная
2) шасси - трехопорное с передней стойкой

Буду благодарен и за советы литературы

P.S. Есть ли смысл применять следующие комбинации?:
- отклонение РН навтречу друг другу для создания дополнительного момента + трамплинный взлёт;
- "вздыбливаемоt шасси" (Rafale M) + трамплинный взлёт;
- паровая катапульта + широты Северного Ледовитого океана
 
+
-
edit
 

AGRESSOR

литератор
★★★★★
Переношу в "Авиационный". В следующий раз будьте внимательней, пожалуйста, смотрите, где открываете темы.
 
+
-
edit
 

paralay

опытный

Вообще это тебе в учебник надо заглянуть, я так понимаю, циферки придется подробно обосновать?
А если по-простому на основе отечественных достижений, то взлет с трамплина с первой и второй стартовых позиций ТАКР «Кузнецов» (до отрыва 105 м) потребная тяговооруженность не ниже 0.9.
С третьей стартовой позиции (185 м?) не ниже 0.5 (для самолета с прямым крылом и хорошей механизацией крыла) и около 0.8 для истребителя.
Отклонять рули направления можно на посадке (как у Су-35), но не на взлете. ;)
Одновременно использовать прыжковое шасси и трамплин нет смысла, поскольку оптимальный угол атаки для взлета 10 – 15 градусов, если завернуть дальше, то надо обеспечить тяговооруженность 1.25 – 1.5.
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  

YYKK

опытный

Теговооружонность и нагрузка на крыло сами по себе ниемеют никакого значения. Нужно знать аэродинамику самолёта.
Например бесхвостки имея очень небольшую нагрузку на крыло имеют весьма посредственные ВПХ.
 
+
-
edit
 

paralay

опытный

Наверное, это легко описывается отсутствием приращения Су от отсутствующих на бесхвостках закрылков.
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  
RU True-Скивыч #28.08.2007 22:45  @paralay#28.08.2007 22:17
+
-
edit
 

True-Скивыч

втянувшийся

paralay> Наверное, это легко описывается отсутствием приращения Су от отсутствующих на бесхвостках закрылков.

И, наверное, стреловидным крылом подавляющего большинства бесхвосток :)
 

101

аксакал

Нужен Су самолета потребное и Сх тоже.
С уважением  
+
-
edit
 

Frogfut

новичок
Всем спасибо!

Ответы рождают и вопросы...

paralay
"...А если по-простому на основе отечественных достижений, то взлет с трамплина с первой и второй стартовых позиций ТАКР «Кузнецов» (до отрыва 105 м) потребная тяговооруженность не ниже 0.9.
С третьей стартовой позиции (185 м?) не ниже 0.5 (для самолета с прямым крылом и хорошей механизацией крыла) и около 0.8 для истребителя..."

В каком учебнике или пособии это описано?..
На какую литературу можно сослаться?
Или по возможности, пожалуйста, опишите расчет или вывод этих значений...

"Отклонять рули направления можно на посадке (как у Су-35), но не на взлете..."

Поясню... Я имел ввиду прототип F/A-18(A,B,C,D,E,F,G)... Насколько это адекватно (ВО - двухкилевое с развалом) при взлете без паровой катапульты с плоской или палубы с трамплином? Цель - уменшьшение потребной взлётной скорости.

По поводу поляр, бесхвостки и др...

1) На проектируемом самолете трапецивидное крыло - стреловидность по ПК ~34-36 град., удлинение ~3,5, сужение ~5;
2) ПКК механизирована полностью отклоняемы носком с щитком (двухзвенный носок), ЗКК механизирована флапероном (щель?) (размах ограничен осью механизма складывания консоли) + в концевой части зависающий элерон (его применение только на взлётно-посадочных режимах);
3) Крыло с корневым наплывом - Sнапл/Sкр~0,12, удлинение~1,5
4) ХГО - стреловидное и с параметрами подобными крыльевым Sхго/Sкр~0,20-0,25
3) ожидаемое аэродинамическое качество "разбег-набор высоты" - ~6-7,
ожидаемый коэффициент Cyвзл~1,2-1,3;

Существуют ли требования, аналогичные АП 25 (НЛГС), в отношении принятия решения в случае отказа одного из двух двигателей на взлете?
Как отказ двигателя влияет при посадке на требования к ВПХ самолёта?

Повторюсь как определить (рассчитать) основные проектные параметры
 
+
-
edit
 

Frogfut

новичок
...основные проектные параметры - тяговооруженность, нагрузка на крыло.

Поляры, как таковые, отсутсвуют... Есть лишь ожидаемые (желаемые) аэродинамические характеристики... К, Cy, Cx на различных этапах полёта...

Буду рад любой дельной мысли или соображению.

С уважением, Frogfut.
 
LT Bredonosec #29.08.2007 14:59
+
-
edit
 
paralay> Наверное, это легко описывается отсутствием приращения Су от отсутствующих на бесхвостках закрылков.
У бесхвосток нет стабилизирующего момента от ГО. То есть, им надо компенсировать пикирующий момент от крыла самим крылом. Сие доступно при помощи S-образных профилей, которые, правда, имеют весьма мелкий Су по сравнению с обычным профилем.

>Требуется рассчитать потребную тяговооруженность и нагрузку на крыло самолёта корабельного базирования.
1. тяговооруженность:
если есть потребная для взлета скорость и располагаемая длина палубы - рассчитывается на раз по школьным ф-лам. Но, как понимаю, ничего этого нет?
2. нагрузка на крыло:
Малосвязано с впх. Как в примере выше, может быть малая нагрузка, но слабонесущий профиль и потребная скорость = высокая, а может быть средняя нагрузка, но высоконесущий профиль (напр, полностью развернутое крыло томкета :) ) => меньшая потребная скорость =)

>Поясню... Я имел ввиду прототип F/A-18(A,B,C,D,E,F,G)... Насколько это адекватно (ВО - двухкилевое с развалом) при взлете без паровой катапульты с плоской или палубы с трамплином? Цель - уменшьшение потребной взлётной скорости.
В результате заметно больше тормозишь самоль, нежели получаешь. Получить момент на положительный тангаж можно и отклонением РВ вниз, что при равном моменте тангажа создаст таки поменьше Х, нежели устраивание тянитолкая =))

>Существуют ли требования, аналогичные АП 25 (НЛГС), в отношении принятия решения в случае отказа одного из двух двигателей на взлете? Как отказ двигателя влияет при посадке на требования к ВПХ самолёта?
требования, если не ошибаюсь, JAR-TSO (technical standart order) / возможно, также в JAR-23 & 25 (small/aerobatic/commuter airplanes & large airplanes).

насчет требований - есть требование, чтоб в случае отказа критического движка самоль сохранил управляемость. Само собой, что критическое это в общем случае для взлета: тяга наивысшая, дестабилизирующий момент аналогично, требуемое усилие и балансировочные потери на компенсацию оных - соответственно. В частности, есть требовние, чтоб
V2>V1.1Vmc /minimal controllable, when critical engine is out/
Если посадка на палубу с финишером - после касания полный газ и аналогично, но до касания - момент не уверен, что сыграет большую роль..
 
+
-
edit
 

paralay

опытный

Цитата:
«…Нормальная взлетная масса машины (Су-33) с неполной заправкой топливных баков, в зависимости от количества подвешенных ракет «воздух — воздух» — от 25 до 28 т, стартовая тяговооруженность — 0,9 — 1,0 (взлет с 1-й или 2-й стартовых позиций). С полной заправкой топливом и максимальным боекомплектом ракет «воздух — воздух» взлетная масса достигает 32 т (тяговооруженность снижается до 0,8); взлет производится с 3-й стартовой позиции.»

А вот и источник:
Прикреплённые файлы:
 
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  
+
-
edit
 

paralay

опытный

Я прикупил на МАКСе книгу Андрея Фомина «Су-33», но читать буду на следующей неделе, наверное там много чего есть по теме, напомнишь о себе – процитирую.

Хотя есть и более быстрый способ - обратиться прямо к первоисточнику ;) :


Форумы Balancer`а / Профиль

Форумы Balancer'а и Авиабазы. Свободное общение на всевозможные интересные темы. Военная и гражданская техника, авиация, космонавтика, компютеры и информационные технологии, Linux, люди, страны, политика, просто радости и горести жизни. У нас есть всё!

// forums.airbase.ru
 

"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  
+
-
edit
 

Frogfut

новичок
Благодарю за помощь.

paralay:
"«…Нормальная взлетная масса машины (Су-33) с неполной заправкой топливных баков, в зависимости от количества подвешенных ракет «воздух — воздух» — от 25 до 28 т, стартовая тяговооруженность — 0,9 — 1,0 (взлет с 1-й или 2-й стартовых позиций). С полной заправкой топливом и максимальным боекомплектом ракет «воздух — воздух» взлетная масса достигает 32 т (тяговооруженность снижается до 0,8); взлет производится с 3-й стартовой позиции.»"

Paralay, спасибо за ответ.
Хоть что-то конкретное, на что можно сослаться.

Вопрос по Су-33:
В большинстве источников указывается максимальная масса цел.нагрузки - 6000 кг...
НО, прочел (источник к сожалению не вспомню), что Су-33 может нести 3 ПКР Х-61 "Яхонт" (Оникс). В авиац. варианте по 2500 кг каждая. Итого ц.н. - 7500 кг.

Чья правда?

В книге Федосова Е.А. "Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра"; «Дрофа», 2004 г.:

"Макс. взл. масса Су-33 - 33000...39500 кг;
Боевая нагрузка - 6500 кг."

Прокомментируйте, пожалуйста, Paralay.
И что пишут по этому вопросу Балакин и Заблоцкий?


Если будут ещё вопросы непременно обращусь к Вам...

С уважением, Frogfut.
 
+
-
edit
 

paralay

опытный

Взлет с плоской палубы без катапульты растянется на 350 – 500 метров, таких кораблей нет и не предвидится.
При старте с катапульты можно и угол атаки взять покруче (после отрыва) и наверное «хвосты согнуть», но тоже до определенных пределов, поскольку ограничены длина катапульты и допустимая перегрузка во время разгона.
Видимо, такой финт возможен для самолетов с прямым крылом – высоким Су, коими и являются F-18 и F-14.

При взлете с трамплина, использовать какие-либо «аэродинамические» маневры невозможно, так как после отрыва самолет в прямом смысле слова падает, некоторое время вверх (по инерции), а потом вниз до достижения Vотр. То есть основная задача при взлете с трамплина как можно быстрее набрать скорость при которой Yкрыла = m взл. И мешать самолету не надо. ;)

Frogfut, может ты картинку опубликуешь, а то скучновато…
Прикреплённые файлы:
 
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  
+
-
edit
 

paralay

опытный

Для Су-33 дана максимальная взлетная масса – 33000 кг. и нагрузка 6500 кг.
Но есть еще и Су-33КУБ, а у него максимальный взлетный вес 38800 кг, нагрузка 8000 кг.

Хотя у Су-33КУБ площадь крыла увеличена с 67.84 кв.м (Су-33) до 71.4 кв.м все равно, чтобы он сравнялся по взлетно-посадочным характеристикам с Су-33 требуется поднять тяговооруженность с 0.78(Су-33) до 0.86. А это два мотора с форсажной тягой по 16700 кгс.
Таких движков нет. Максимум на что можно рассчитывать в перспективе «изд.117С» с тягой 2 х 15500 кгс. Отсюда имеем максимальны взлетный вес при старте с трамплина:
31000 кгс / 0,861 = 36004 кг.
Соответственно масса нагрузки не более 7400 кгс, хотя можно дотянуть и до трех «Яхонтов» при неполной заправке.


"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  
+
-
edit
 

Frogfut

новичок
paralay, спасибо за скорый ответ.

"Взлет с плоской палубы без катапульты растянется на 350 – 500 метров, таких кораблей нет и не предвидится..."

Поправьте меня, если я не прав. Rafale M по заявлению разработчиков имеет "вздыбливаемую" переднюю опору. Разве такое конструктивное решение не для того, чтобы эксплуатировать самолёт с плоских палуб?
Авианосцы "Фош" и "Клемансо" с паровой катапультой?

"При взлете с трамплина, использовать какие-либо «аэродинамические» маневры невозможно, так как после отрыва самолет в прямом смысле слова падает, некоторое время вверх (по инерции), а потом вниз до достижения Vотр. То есть основная задача при взлете с трамплина как можно быстрее набрать скорость при которой Yкрыла = m взл. И мешать самолету не надо."

Означает ли это, что на Вашем рисунке дистанция межу отрывом и непосредственно набором высоты (полубаллистичекая траектория) является неуправляемым режимом?.. Переформулирую: по инструкции летчикам запрещено совершать эволюции на данном этапе (полубаллистичекая траектория)?
"Самолёт оторвался от трамплина - самолёт не управляется" Моя формулировка... Несколько кривовато... Правильно я усвоил?


По поводу Вашего рисунка:
Благодарю за рисунок! Эта схема проиллюстрирована у Фомина?
Прокомментируйте чила на рисунке. Вроде всё понял, но чтобы удостовериться.
Своего рисунка пока не могу предложить. Вот только из

Roskam J. "Design Course with Mission Specification for a Part 25 Aircraft" 2002. (не уверен, что от него скука Ваша пройдет)

В этой книге много материалов для начала проектирования палубных самолётов под паровые катапульты - секунды выполнения операций на палубе, глиссада типовая, расположение самолётов - под палубой, на марше, при посадке т.п...

"А это два мотора с форсажной тягой по 16700 кгс.
Таких движков нет. Максимум на что можно рассчитывать в перспективе «изд.117С» с тягой 2 х 15500 кгс."

Не хочу торопиться с выводами, но позвольте не согласиться...
117С двигатель для "наземной" авиации... Или я ошибаюсь? Простите мне тогда эту дерзость.
Для доработки двигателя под палубный самолёт должны быть проведены мероприятия по обеспечению надежности, коррозионной стойкости, ресурсу двигателя для самолёта корабельного базирования. Я так полагаю во время похода мат.база авиасоединения на корабле ограничена и это налагает жесткие требования к самолёту и к СУ в частности.
Потом вроде на стенде 117С не упоминался "особый" режим работы двигателя характерный для АЛ-31К и РД-33К.
Доработка баз. двигателя -> техническое решение -> добавочная масса (материал) -> изменение стартовой тяги (расхода топлива?).
Строго поправьте меня фактами, если мой монолог - полный маразм.
Корректнее говорить о тяге гипотетического двигателя. Скажем грубо - 117СК.

С уважением, Frogfut.
Прикреплённые файлы:
01.jpg (скачать) [64 кБ]
 
 
 
LT Bredonosec #30.08.2007 03:44
+
-
edit
 
>Авианосцы "Фош" и "Клемансо" с паровой катапультой?

 


- по 2 катапульты (у шарля на 22 тонны по 75 метров, у нового - практически аналогичные же С13-2 на 90 метров)
(С) worldnavy.info

клемансо - http://worldweapon.ru/images/flot/clemen/clemen_01.jpg
- тож как видишь, 2 катапульты, тип искать лень. (С) Ударный авианосец «Клемансо» | Вооружение России и других стран Мира


>Означает ли это, что на Вашем рисунке дистанция межу отрывом и непосредственно набором высоты (полубаллистичекая траектория) является неуправляемым режимом?.. Переформулирую: по инструкции летчикам запрещено совершать эволюции на данном этапе (полубаллистичекая траектория)?
>"Самолёт оторвался от трамплина - самолёт не управляется" Моя формулировка... Несколько кривовато... Правильно я усвоил?
Максимальное ускорение возможно при минимальном сопротивлении. Любые действия рулями == балансировочные потери == доп. сопротивление == потеря ускорения. (а/д сам знаешь, не мне учить тебя рассчитывать их :)) . То есть, да - никаких действий, пока самоль ускоряется.
Про такие мелочи, как срыв потока с крыла при отклонении элерона вниз на околосрывной скорости даж говорить неинтересно - само собой разумеется.
 
+
-
edit
 

paralay

опытный

Если носовая стойка и «стреляет», то не сильно…
Прикреплённые файлы:
 
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  
+
-
edit
 

paralay

опытный

Frogfut> "Самолёт оторвался от трамплина - самолёт не управляется" Моя формулировка... Несколько кривовато... Правильно я усвоил?

Скажем так: "Самолёт оторвался от трамплина - самолёт ограничено управляется".


Frogfut>Благодарю за рисунок! Эта схема проиллюстрирована у Фомина?

Картинка моя, мы тут всей Авиабазой уже неоднократно пытались разобраться в этих вопросах, к сожалению до расчетов дело еще не дошло.

Frogfut>Своего рисунка пока не могу предложить.

Я хотел посмотреть на проект твоего самолета или дело ограничивается чистой теорией?

Frogfut>Не хочу торопиться с выводами, но позвольте не согласиться...

Все правильно, но возможность «оморячивания» мотора сохраняется. Это уже сделали с его старшим братом АЛ-31Ф, так что как только «партия скажет надо – комсомол ответит: Есть!» :)

Frogfut>Потом вроде на стенде 117С не упоминался "особый" режим работы двигателя характерный для АЛ-31К и РД-33К.

«Особый режим» это следствие нехватки тяги, с новым мотором надобность в таких режимах отпадет.
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  

YYKK

опытный

>Если носовая стойка и «стреляет», то не сильно…

Это не взлёт, это пробег без заципления.

paralay, прочтите книгу Фомина наконец :)
 
+
-
edit
 

paralay

опытный

Ах вона что! Ушел читать…
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл  
RU True-Скивыч #31.08.2007 00:48  @paralay#29.08.2007 23:02
+
-
edit
 

True-Скивыч

втянувшийся

paralay> Для Су-33 дана максимальная взлетная масса – 33000 кг. и нагрузка 6500 кг.
paralay> Но есть еще и Су-33КУБ, а у него максимальный взлетный вес 38800 кг, нагрузка 8000 кг.
paralay> Хотя у Су-33КУБ площадь крыла увеличена с 67.84 кв.м (Су-33) до 71.4 кв.м все равно, чтобы он сравнялся по взлетно-посадочным характеристикам с Су-33 требуется поднять тяговооруженность с 0.78(Су-33) до 0.86. А это два мотора с форсажной тягой по 16700 кгс.

paralay, на Су-33КУБ, вроде бы, т.н. адаптивное крыло - с изменением кривизны профиля крыла (с гибкой обшивкой). Читал, что аэродинамическое качество выросло по сравнению с Су-27К (он же Су-33) "более чем на 10 %". В этом случае и на стандартных движках с 38800 кг массы взлетать с трамплина можно, пожалуй...
 

101

аксакал

Ниф фига себе качество возросло!
Народ тут бьется за проценты, а тут десятки ...
Гон?
С уважением  
RU True-Скивыч #31.08.2007 03:12  @101#31.08.2007 01:37
+
-
edit
 

True-Скивыч

втянувшийся

101> Народ тут бьется за проценты, а тут десятки ...
101> Гон?

Ну, вообще-то, 10,1 % - это тоже больше 10 % :) . Склоняюсь к подобному варианту... Вряд ли десятки.

В принципе, никаких чудес: адаптивное крыло давно будоражило умы авиаконструкторов, и наших, и американских. Увеличение "К" на 10-15 % оборачивается невозможностью (или очень большой сложностью) размещения в крыле топливных баков вследствие перенасыщения его (крыла) механизмами, меняющими кривизну профиля крыла.
А ведь меняется не просто только профиль всего крыла. В действительности меняется кривизна профиля В КАЖДОМ сечении крыла по размаху, т.е. механизация адаптивного крыла обеспечивает ещё и переменную крутку крыла (!).
Поэтому места на баки там остаётся, кхе... :(

Из вышенапечатанного мною же :) делаю вывод - не гон, суровая правда жизни... :)
За всё надо платить.
 
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
LT Bredonosec #31.08.2007 11:10
+
-
edit
 
с гибкой обшивкой? А как она ведет себя в случае турбулентности? Чем удерживается на больших углах (точнее, когда разрежение создает силу 202 тонны или 3,14 тонны на кв метр, чтоб перегрузку в 9 ж обеспечить) - за края держится? Что-то слабо верится..
 
1 2 3

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru