Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна

Размещено на http://www.allbest.ru

Размещено на http://www.allbest.ru

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ БЮДЖЕТНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)»

КАФЕДРА ЛЭ И БП

КУРСОВАЯ РАБОТА

по учебной дисциплине «Аэродинамика и динамика полета магистральных воздушных судов»

на тему:

«Расчет летно-технических характеристик транспортного ВС»

Ульяновск 2012 г



Содержание

1. Общий вид самолета Ту-154

1.1 Исходные данные

2. Расчет ЛТХ ВС при всех работающих двигателях

2.1 Построение полетных поляр транспортного ВС

2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг

2.3 Влияние изменения массы на летные характеристики

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полета

2.5 Определение вертикальной скорости набора высоты

2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условия

2.7 Расчет посадочных характеристик в стандартных условиях

3. Расчет характеристик ВС при выполнении установившегося виража

3.1 Построение кривых потребных тяг на вираже

3.2 Определение границ, радиуса и времени виража

4. Результаты расчетов. Выводы

Список используемой литературы

самолет летный тяга вираж



1.Общий вид самолета Ту-154

1.1 Перечень исходных данных в соответствии с выданным заданием

бє	0	2	4	6	8	12	16	18	20*
Cyа	-0,23	-0,03	0,17	0,37	0,57	0,87	1,02	1,07	1,09*

М	Cyа	0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,09*
М ? 0,5	Cxа	0,019	0,019	0,02	0,027	0,038	0,055	0,089	0,123
М = 0,7	Cxа	0,021	0,021	0,022	0,029	0,043	0,066	-	-
М = 0,8	Cxа	0,0222	0,0222	0,023	0,031	0,047	-	-	-
M = 0,9	Cxа	0,026	0,026	0,028	0,042	-	-	-	-
M = 0,94	Cxа	0,036	0,036	0,039	0,059	-	-	-	-
S, м2	L, м	P0 взл. кН	P0 ном. кН	Мmax. доп.	qпред., Н/м2	?доп, град	Gтоп
201,5	37,5	93	78,5	0,88	15700	30	0,2

mвзл,. Т	nэ max.доп.	Hрасч, км	Hрасч. Крена, км
81	2,0	0;2;7;12	2



2.Расчет ЛТХ ВС при всех работающих двигателях

2.1 Построение полетных поляр транспортного ВС

Значение коэффициента подъемной силы Су определяются из условия равновесия подъемной силы Yа и веса G (mg) в горизонтальном полете.

;

Таблица №1

Значение Суа для различных высот и чисел М полета при расчете и построении полетных поляр самолета

Н, км	0	H=2000	H=7000	12
с, кг/м3	1,226	0,819	0,5901	0,312
а, м/c	340,2	332,5	312,2	295,1
А=2G/сSа2	0,055584	0,0871047	0,1371253	0,290279
Значения Суа	М = 0,5	0,2879495	0,4533067	0,5235074	0,959601
	М = 0,7	0,1777648	0,2798475	0,3231857	0,592407
	М = 0,8	0,1361012	0,2142583	0,2474391	0,453561
	М = 0,9	0,1075367	0,1692905	0,1955074	0,358369
	М = 0,94	0,0985794	0,1551893	0,1792225	0,328519

По результатам расчета и исходным данным построены полетные поляры и зависимость CYa от угла атаки (Рис. 1а и 1б)

2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг

1. Задаемся рядом значений скорости от Vсв при Суа мах до 900 км/ч

2. По формуле Cya = 2G/SсV2

вычисляем значения Cya, потребные для горизонтального полета на заданной скорости.

3. На полетной поляре ГП (Н=0) находим значения CXа для каждого значения потребного Сyа и по этим значениям вычисляем K

4. По формулам вычисляем тягу, потребную для горизонтального полета на заданной скорости

Таблица №2

H=0
Параметр	Cyа1=Суа мах	Cyа2	Cyа3	Cyа4	Cyа5	Cyа6	Cyа7	Cyа8	Cyа9
V(м/с)	77	85	90	96	104	113	127	146	179
V(км/ч)	277	304	323	345	373	408	457	527	646
Vпр (км/ч)	277	304	323	345	373	408	457	527	646
M	0,226	0,249	0,264	0,282	0,304	0,333	0,373	0,43	0,527
Cyа	1,09	0,9	0,8	0,71	0,6	0,5	0,4	0,3	0,2
Cxа	0,123	0,07	0,055	0,045	0,038	0,032	0,027	0,023	0,02
K	8,9	12,9	14,5	15,6	15,8	15,6	14,8	13	10
Pп	90	62	55	51	50	51	54	61	79
H=2000
	Cyа1=Суа мах	Cyа2	Cyа3	Cyа4	Cyа5	Cyа6	Cyа7	Cyа8	Cyа9
V(м/с)	85	93	99	106	114	125	140	162	198
V(км/ч)	305	336	356	381	411	451	504	582	712
Vпр (км/ч)	277	304	323	345	373	408	457	527	646
M	0,255	0,281	0,298	0,318	0,344	0,376	0,421	0,486	0,595
Cyа	1,09	0,9	0,8	0,7	0,6	0,5	0,4	0,3	0,2
Cxа	0,123	0,07	0,055	0,045	0,038	0,032	0,027	0,023	0,022
K	8,9	12,9	14,5	15,6	15,8	15,6	14,8	13	9,1
Pп	90	62	55	51	50	51	54	61	87
H=7000
	Cyа1=Суа мах	Cyа2	Cyа3	Cyа4	Cyа5	Cyа6	Cyа7	Cyа8	Cyа9
V(м/с)	111	122	129	138	149	163	183	211	231
V(км/ч)	399	439	465	497	537	589	658	760	832
Vпр (км/ч)	277	304	323	345	373	408	457	527	577
M	0,355	0,391	0,414	0,443	0,478	0,524	0,586	0,677	0,741
Cyа	1,09	0,9	0,8	0,7	0,6	0,5	0,4	0,3	0,25
Cxа	0,123	0,07	0,055	0,045	0,038	0,0325	0,029	0,026	0,027
K	8,9	12,9	14,5	15,6	15,8	15,4	13,8	11,5	9,3
Pп	90	62	55	51	50	52	58	69	86
H=12000
	Cyа1=Суа мах	Cyа2	Cyа3	Cyа4	Cyа5	Cyа6	Cyа7	Cyа8
V(м/с)	152	159	168	178	197	205	225	237
V(км/ч)	548	572	603	640	710	739	809	853
Vпр (км/ч)	277	289	304	323	358	373	408	430
M	0,516	0,539	0,568	0,602	0,668	0,696	0,762	0,803
Cyа	1,09	1	0,9	0,8	0,65	0,6	0,5	0,45
Cxа	0,123	0,089	0,069	0,056	0,045	0,042	0,037	0,035
K	8,9	11,2	13	14,3	14,4	14,3	13,5	12,9
Pп	90	71	61	56	55	56	59	62

По результатам расчета таблиц построим потребные и располагаемые тяги горизонтального полета (Рис. 2)

На основании анализа графиков потребных и располагаемых тяг данные по характерным скоростям горизонтального полета, а также избыток тяги ДP вносятся в таблицу №3.

Таблица №3

Изменение характерных скоростей и избытка тяги с увеличением высоты

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	ДP, кН
Н=0	277	373	695	146
Н=4000	338	456	798	75
Н=8000	423	570	889	47
Н=12000	548	710	849	23

2.3 Влияние изменения массы на летные характеристики

Для выполнения полета на современном транспортном самолете полетная масса значительно уменьшается вследствие выработки топлива,

а т.к. , то сила тяги , то график при меньшей массе смещается вниз и влево (Рис. 3)

Таблица №4

Влияние изменения массы на характерные скорости и избыток тяги при Н=0

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	Д P, кН
m=90000	292	404	894	146
m=95000	300	393	888	136
m=80000	275	371	906	154

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полета

По кривым потребных и располагаемых тяг определим на выбранных высотах характерные скорости горизонтального полета самолета:

- максимальную Vmax

- минимальную теорет. (сваливания Vсв )

- наивыгоднейшую Vнв

На графике (Рис.4) также покажем ограничения скорости полета по максимальному скоростному напору qmax и по предельному числу М полета

(по q)

(по M)

Таблица №5

H(м)	H=0	H=4000	H=8000	H=12000
Vqmax	576	636	785	1142
Vмmax	1078	1053	1002	935



2.5 Определение вертикальной скорости набора

Вертикальная скорость самолета равна:

Таблица №6

H=0м
V, км/ч	500	550	600	650
PV, кВт	16944	17417	17333	16611
Vy, м/с	18,18	18,69	18,6	17,82
H=4000м
V, км/ч	550	600	650	700
PV, кВт	14056	14167	14083	13222
Vy, м/с	15,08	15,2	15,11	14,19
H=8000м
V, км/ч	600	650	700	750
PV, кВт	8833	9208	8750	7917
Vy, м/с	9,48	9,88	9,39	8,49
H=12000м
V, км/ч	650	700	750	800
PV, кВт	3972	4278	3750	2889
Vy, м/с	4,26	4,59	4,02	3,1

По этим данным строим вспомогательные кривые ДPV=f(V) (Рис.5), затем по ним определяем (ДPV)max и по формуле

Определяем VYmax, после чего строим кривую VYmax=f(H) (Рис 6), по которому определяем теоретический и практический потолки самолета.

На объединенном графике зависимости скоростей от высоты (Рис 4), покажем значение практического потолка.



2.6 Определение характеристик взлета в стандартных условиях

Скорость отрыва:

для ТРД с 3-мя двигателями

, где СYmax - для взлетной конфигурации

СYmax определяем по графику в начальных условиях в методическом пособии СYmax=1,09

VminT = 77 м/с = 277 км/ч

Vотр= 88 м/с = 318 км/ч

Длина разбега:

, где

Pотр определяем на графике потребных и располагаемых тяг

Pср = 264500 Н;

Lр = 1314 м;

; V2 = 277*1,2= 332 км/ч;

, где и

,

СXотр определяется по поляре для взлетной конфигурации, для этого необходимо найти СYотр

Cyотр = 1,25; Cxотр = 0,125;

Xотр = 120513 Н; = 129487 H ;

Cy2 = 1,2; Cx2 = 0,123;

X2 = 129120 H; =115880 H;

Pср=122683 H;

Lрн = 481 м.

Длина взлетной дистанции определяется по формуле

Lвзл = Lр+Lрн = 1314+481= 1795м

2.7 Расчет посадочных характеристик в стандартных условиях

mпос.=mвзл.-0,8 mт;

mт=0,2*81000=16200 кг;

mпос=81000-0,8*16200=68040 кг.

Величина посадочной скорости определяется по формуле

,

где СYmax - максимальное значение СY для посадочной конфигурации

VminT = 50м/c = 180 км/ч;

Vпос= 60 м/с = 217 км/ч

Длина пробега определяется по формуле

,

где Кст - аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки 3о и fпр - приведенный коэффициент трения на пробеге 0,25

Kст = 1,03 ; Lпр = 377 м

Длина участка выравнивания и выдерживания

; h=10 м, Кср=7;

Vнвыр = 71 м/с = 254 км/ч;

Lвв = 294 м

Длина предпосадочного снижения

, где

Lсн =150 м;

Длина воздушного участка

Lву=Lсн+Lвв=150+294= 444 м;

Длину посадочной дистанции

Lпос=Lву+Lпр=444+377 = 821 м



3.Расчет характеристик ВС при выполнении установившегося виража

3.1 Построение кривых потребных мощностей на вираже

Используя следующие соотношения между скоростью и тягой на вираже и в горизонтальном полете на заданной высоте Н расч крена

; ; P = G/K; Рв = Р ny1,5

; ,

Значения расчетных ny () выбираем произвольно. Обязательным является расчет с и с , соответствующим максимально допустимой эксплуатационной перегрузке.

Таблица № 7

Расчет потребных тяг на вираже

?	cos?	nу	Vв нв , км/ч	Pв, кH	rв ,м	tв ,с	Vсв км/ч	Vmax км/ч
0	1	1	373	50325	-	-	277	874
30	0,866	1,1547	401	58111	2186	123	297	874
62,282	0,4651	2,15	547	108199	1235	51	406	874
70	0,342	2,9238	637	147141	1163	41	473	-

Построим кривые потребных и располагаемых тяг на вираже и изменение минимальной потребной тяги в зависимости от угла крена (Рис. 8)



3.2 Определение границ, радиуса и времени виража

Минимальный радиус и время виража на Н=0м получаются при развороте с креном 62,28 и предельной перегрузкой 2,15 и составляют 1235 м за 51с.



4.Результаты расчетов. Выводы

Практический потолок…………………………...12200 м

Посадочная скорость…………………………….217км/ч

Длина пробега…………………………………….377 м

Посадочная дистанция……………………………821 м

Скорость отрыва…………………………………318 км/ч

Длина разбега……………………………………1314 м

Взлетная дистанция……………………………..1795 м

Минимальный радиус виража на высоте 2000м…1235 м

Время виража…………………………………… .51с

Потребная взлетная мощность для самолета вычисляется по формуле:

Потребная тяга из условий продолженного взлета с одним отказавшим двигателем будет равна:

С увеличением высоты:

потребная мощность сдвигается вправо, в сторону увеличения потребных скоростей полета, а на больших высотах вследствие больших истинных скоростей еще и поднимается вверх из-за влияния сжимаемости (уменьшается качество К);

располагаемая мощность все время уменьшается, что приводит к увеличению наивыгоднейшей скорости, скорости сваливания, росту максимальной скорости (в начале) и уменьшению избытка мощности и как следствие - вертикальных скоростей;

уменьшается диапазон скоростей;

уменьшается скорость ограничения по числу М вследствие уменьшения с высотой скорости звука (ограничение по числу М существует для недопущения уменьшения устойчивости и управляемости ВС при подходе к Мкр вследствие создания сверхзвуковых зон на крыле);

увеличивается скорость ограничения по скоростному напору вследствие уменьшения с высотой плотности (ограничение по скоростному напору диктуется прочностью конструкции ВС).

С уменьшением полетной массы потребная тяга сдвигается влево и вниз, что приводит:

к расширению диапазона скоростей;

увеличению избытка тяги, и как следствие - увеличению вертикальных скоростей и потолка ВС;

Максимальная высота, на которой может лететь самолет, используя свою тягу, называется теоретическим потолком (Hт). Набрать же эту высоты самолет не может ввиду постоянно уменьшающейся вертикальной скорости с поднятием на высоту. Поэтому было введено понятие практического потолка (Hпр.), под которым подразумевается высота, на которой самолет может иметь максимальную вертикальную скорость (VYmax) 0,5 м/с. Помимо всего прочего ВС имеет определенные прочностные характеристики и характеристики оборудования, которое ограничивает использование данного вида ВС на больших высотах, поэтому было введено понятие максимально допустимой высоты (HMAXдоп).

Сравнивая результаты расчетов с ЛТХ реального самолета по РЛЭ можно отметить, что присутствуют расхождения в расчетах при расчете значений и построении графиков.



Список используемой литературы

1. Аэродинамика и динамика полета МВС: метод. указания по выполнению курсовой работы « Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна» / Е.Н. Коврижных, В.П. Бехтир, Ю.Н. Стариков. - Ульяновск : УВАУГА (И), 2011. - 54 с.

2. Лигум Т.И., Скрипниченко С.Ю., Шишмарев А.В. «Аэродинамика самолета Ту-154-Б»; Москва «Транспорт» 1985г.

3.Бехтир, В.П. Практическая аэродинамика самолета Ту-154М : учеб. пособие / В.П. Бехтир, В.М. Ржевский, В.Г. Ципенко. - М. : Воздушный транспорт, 1984. -286с.

Размещено на Allbest.ru