Расчет летно-технических характеристик самолета с ТРДД
Контрольная работа
на тему:
Расчет летно-технических
характеристик самолета с ТРДД
1.Основные сведения
МиГ-35 (по кодификации НАТО - Fulcrum-F) - многоцелевой российский
истребитель поколения «4++». Имеет две модификации -
одноместную МиГ-35 и двухместную МиГ-35Д.
Рис.1 МиГ-35 в воздухе
.1 История
Выкатка самолёта Миг-35 состоялась 9 января 2007 года в присутствии
Заместителя Председателя Правительства России, Министра обороны Сергея Иванова
и Главнокомандующего ВВС России генерала армии Владимира Михайлова. Впервые
истребитель был представлен публике на международном авиасалоне «Аэро
Индия-2007», а позднее - на международном авиационно-космическом салоне
МАКС-2007.
.2 Особенности
Одноместный МиГ-35 и двухместный МиГ-35Д представляют собой дальнейшее
развитие боевых самолётов МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2 в направлении повышения
боевой эффективности и универсальности, а также улучшения эксплуатационных
характеристик. В качестве основного пути повышения боевой эффективности МиГ-35
было избрано совершенствование бортового радиоэлектронного оборудования.
Основные отличия МиГ-35/МиГ-35Д:
· интеграция в состав бортового радиоэлектронного оборудования
информационно-прицельных систем пятого поколения;
· возможность применения перспективных авиационных средств
поражения российского и иностранного производства;
· повышенная боевая выживаемость, достигаемая за счёт внедрения
бортового комплекса обороны;
· интегрированная РЛС Жук-А. Активная фазированная антенная
решётка «Жук-А» позволяет увеличить дальность обнаружения целей, параллельно
работать в режимах «воздух-воздух» и «воздух-поверхность», распознавать и
классифицировать групповые и одиночные объекты, одновременно атаковать
несколько целей высокоточными средствами поражения, а также обеспечивать связь
и радиоэлектронное противодействие. Это значительно увеличивает его боевые
возможности и приближает его к Истребителям пятого поколения.
Таблица 1. Летно-технические характеристики
Модификация
|
МиГ-35/МиГ-35Д
|
Размах крыла, м
|
12.00
|
Длина, м
|
17,32
|
Высота, м
|
4.73
|
Площадь крыла, м2
|
38.00
|
Масса, кг
|
|
пустого самолета
|
11000
|
нормальная взлетная
|
17800
|
максимальная взлетная
|
23500
|
Тип двигателя
|
2 ТРДДФ РД-33 сер.3М
|
Тяга, кгс
|
|
форсированная
|
2 х 9000
|
нефорсированя
|
2 х 5300
|
Максимальная скорость, км/ч
|
|
на высоте
|
2400
|
у земли
|
1400
|
Практическая дальность, км:
|
|
без ПТБ
|
1800
|
с тремя ПТБ
|
3000
|
с одной дозаправкой
|
6000
|
Практический потолок, м
|
17500
|
Эксплуатационная перегрузка
|
9
|
Экипаж, чел
|
1/2
|
1.3 Силовая установка
Рис.2 РД-33МК «Морская Оса»
РД-33МК «Морская Оса» - модернизированная версия двигателя РД-33.
Форсажная тяга увеличена до 9000 кгс. Устанавливается на новейшие истребители
МиГ-29К, МиГ-29КУБ, МиГ-35.
Характеристики:
§ Длина 4229 мм
§ Диаметр 920 мм
§ Масса 1055 кг
§ Форсажная тяга 9000 кгс
§ Максимальная 5400 кгс
§ Расход воздуха 75,5 кг/с
§ Степень сжатия 21
Модернизация двигателя РД-33, который установлен на истребителе МиГ-29.
Особенность модификации - увеличенная тяга по сравнению со своим
предшественником. РД-33МК станет базовым для дальнейшего совершенствования
двигателей истребительной авиации. В частности, он может быть оснащен
разработанным в ОКБ предприятия соплом с отклоняемым вектором тяги (ОВТ),
применение которого повышает боевую эффективность самолета на 12-15%. РД-33МК
является первой модификацией базового двигателя, подвергнутой серьезной
конструкторской доработке. За счет применения охлаждаемых лопаток из
современных, в том числе, композитных материалов мощность РД-33МК возросла на
7%. Повышенная мощность двигателя позволяет осуществлять самостоятельный взлет
самолета МиГ-29К с палубы авианосца.
2. Расчет летно-технических характеристик
самолета с ТРДД
.1 Исходные данные
Расчет проводится в программе Dialog_LTX.
В программу вводим данные двигателя «РД-33 МК»
Рис.3 Расчет ЛТХ самолета с ТРДД (МиГ-35)
2.2 Термогазодинамический расчет
Коды сходимости: 0 0 0
2.3 Результаты расчета
Результаты расчета приведены в Таблице 2. Графики приведены на рисунках
4-7.
Таблица 2. Зависимости L
разб. и L пол. от m, T*, р
m
|
T*
|
р
|
Lразбега
|
Lполета
|
0,40
|
1600
|
21
|
1344
|
2462
|
0,55
|
|
|
1455
|
2383
|
0,60
|
|
|
1480
|
2295
|
0,65
|
|
|
1527
|
2233
|
0,40
|
1680
|
21
|
1252
|
2244
|
0,55
|
|
|
1332
|
2203
|
0,60
|
|
|
1363
|
2053
|
0,65
|
|
|
1392
|
1979
|
0,40
|
1760
|
21
|
1159
|
2021
|
0,55
|
|
|
1259
|
1987
|
0,60
|
|
|
1266
|
1887
|
0,65
|
|
|
1299
|
1682
|
0,55
|
1600
|
20
|
1443
|
2367
|
|
|
21
|
1455
|
2383
|
|
|
24
|
1476
|
2363
|
1535
|
2555
|
0,55
|
1680
|
20
|
1327
|
2194
|
|
|
21
|
1332
|
2203
|
|
|
24
|
1340
|
2182
|
|
|
28
|
1395
|
2268
|
0,55
|
1760
|
20
|
1248
|
1969
|
|
|
21
|
1259
|
1987
|
|
|
24
|
1254
|
1939
|
|
|
28
|
1290
|
1846
|
Рис.4 L разбега=f(m)
Рис.5 L разбега=f(р)
Рис.6 L полета=f(m)
Рис.7 L полета=f(р)
Вывод
двигатель летный самолет
При увеличении температуры газа за турбиной дистанция разбега
уменьшается, и также уменьшается дальность полета.
При увеличении степени двухконтурности дистанция разбега увеличивается,
но дальность полета уменьшается.
При увеличении степени сжатия увеличивается как дистанция разбега, так и
дальность полета.
Исходя из вышеуказанного, можно сделать вывод, что современным
двигателистам следует обратить особое внимание на поиск оптимального баланса
для степени двухконтурности при проектировании новейших двигателей.