Размещено на http://www.allbest.ru/

1

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева

(национальный исследовательский университет)»

Факультет инженеров воздушного транспорта

Кафедра космического машиностроения

Пояснительная записка

к курсовой работе

Динамика полета ВАС-118

Выполнил: студент гр. 3402

Сердюков С.А.

Проверил: преподаватель

Баяндина Т. А.

Самара 2012

РЕФЕРАТ

Курсовая работа: 21 страницы, 4 рисунка, 7 таблиц, 1 приложение, 4 источника.

ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, ВЗЛЕТНАЯ И ПОСАДОЧНАЯ ДИСТАНЦИИ, ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЁТА САМОЛЕТА

В работе проведен расчет летных характеристик самолета, скороподъемности, определены взлетные и посадочные характеристики, выполнен расчет дальности и продолжительности полета, построены графики летных характеристик. Сделан вывод о характеристиках рассчитываемого самолета, а также проведено сравнение с самолетом-прототипом. также проведено сравнение с самолетом, располагаемый запас топлива.

Содержание

ВВЕДЕНИЕ

1 РАСЧЕТ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

1.1 Исходные данные для расчета летных характеристик самолета

1.2 Расчет летных характеристик самолета с турбореактивным двигателем

1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг

1.2.2 Расчет скороподъемности самолета

1.3 Взлетные и посадочные характеристики самолета

1.3.1 Расчет взлетной дистанции самолета с разбегом

1.3.2 Расчет длины посадочной дистанции

2 РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА САМОЛЕТА

2.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения

2.2 Расчет располагаемого запаса топлива

2.3 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости и высоте

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ВВЕДЕНИЕ

Размеры

Размах крыла: 50,29 м; длина самолета 53,04 м; высота самолета 16,79 м; площадь крыла 353,02 м2; угол стреловидности крыла по передней кромке 25°; грузовая кабина: максимальная ширина 5,49 м, высота 4,11 м, объем 592 м3.

Число мест

Пассажиров 300 в стандартной компоновке туристического класса (шаг кресел 0,87 м), 235 - 262 в трехклассной компоновке.

Двигатели

ТРДД Пермского моторостроительного КБ ПС-90А с реверсивными устройствами (4Х156,9 кН, 4Х16000 кгс).

Массы и нагрузки, кг:

максимальная взлетная 230 000; максимальная посадочная 175000; пустого снаряженного самолета 119 0ОО; максимальная без топлива 157000; максимальная коммерческая нагрузка 40 000; максимальный запас топлива 122 000.

Летные данные

Дальность полета с максимальным запасом топлива: 11260 км; Крейсерская скорость на высоте 10 100 - 12100 м - 850 - 900 км/ч; скорость захода на посадку 260 - 270 км/ч; дистанция сбалансированного взлета 2600 м; потребная посадочная дистанция 1980 м; потребная взлетная дистанция 3300 м; практическая дальность полета с резервом топлива: с максимальной коммерческой нагрузкой 7500 км, с коммерческой нагрузкой 30 000 кг - 9000 км, с коммерческой нагрузкой 15 000 кг - 11 000 км. Продолжительность полета: 12 - ч.

Конструктивные особенности и технико-экономические характеристики

Крыло со сверхкритическим профилем и концевыми аэродинамическими поверхностями. Расчетный ресурс 60 000 летных часов (12 000 посадок в течение 20-летнего срока службы), трудоемкость техобслуживания 8,8... 11 чел.-ч на 1 ч полета, время подготовки к повторному вылету 45 мин. Расход топлива на пассажиро-километр около 23 г., на двухдвигательном, варианте предполагается его снизить до 17,5 г. Уровень шума соответствует требованиям по шуму ИКАО.

1 РАСЧЕТ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

1.1 Исходные данные для расчета лётных характеристик самолёта

самолет полет динамика топливо

Лётные характеристики необходимо рассчитать для самолёта Локхид L - 10 H “Тристар”.

Заданы:

m_взл = 195000 кг,

m_т = 55800 кг,

S = 347 м²,

Двигатели ТРДД JT3Д:

P_взл = 459 кН,

С_уд = 0,054 кг/Н*час,

Аэродинамические силовые характеристики задаются в виде поляр и зависимостей С_уа() для полётной, взлётной и посадочной конфигураций самолёта.

1.2 Расчёт летных характеристик самолёта с турбореактивным двигателем

1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полёта упрощённым методом тяг

Для расчета диапазона высот и скоростей необходимо построить диаграммы потребных и располагаемых тяг для различных высот и скоростей (или чисел M) и нескольких значений полётной массы самолёта. Ограничимся расчётом для средней полётной массы

Которую в дальнейшем будем обозначать через m.

Задаётся несколько расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Задаются значения чисел Маха от М_min до максимальной величины М, для которой определена лётная поляра самолёта.

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полёта определяется по формуле

где q_a=0,5a² - скоростной напор, который соответствует скорости звука на рассматриваемой высоте и определяется по таблице стандартной атмосферы.

Для каждой высоты и различных чисел М определяются потребные P_п и располагаемые P_р тяги:

Значения (H,M) определяются по высотно-скоростным характеристикам двигателя.

Для большей точности построения диаграммы потребных тяг следует определить минимальную для всех высот потребную тягу в области докритических чисел М:

,

где k_max - максимальное аэродинамическое качество.

Максимальному аэродинамическому качеству соответствует наивыгоднейшая скорость полёта V_нв или соответственно М_нв:



где - коэффициент аэродинамической подъёмной силы при наивыгоднейшем угле атаки.

На больших скоростях минимальные скорости определяются в левых точках пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, а наивыгоднейшие скорости определяются по кривым потребных тяг при .

Для каждой высоты результаты расчёта потребных и располагаемых тяг заносится в таблицу.

mвзл, кг	m, т	S, м2	Р0, Н	Суд, кг/Н*час		m, кг	g
195000,00	55800	347	459000	0,054		167100	9,8

Таблица 1.1 - Расчет потребной и располагаемой тяг

H=	0	qа =	70,94	a	340
M	V, м/с	Cya	Cxa	k	Pп, Н	Pp, Н	о(H,M)	?P, Н	V*y, м/с
0,231	78,436	1,25	0,1257	9,944	164675	353430	0,77	188755	9,041
0,2992031	101,729	0,74	0,048	15,481	105777,7	335070	0,73	229292,3	14,244
0,368	125,022	0,49	0,0295	16,678	98188,23	307530	0,67	209341,8	15,982
0,5	170	0,27	0,0219	12,151	134773,6	289170	0,63	154396,4	16,028
0,6	204	0,18	0,0209	8,842	185212,1	275400	0,6	90187,86	11,235
0,7	238	0,14	0,0218	6,228	262950	270810	0,59	7859,965	1,142
0,75	255	0,12	0,0221	5,351	306009,9	266220	0,58	-39789,9	-6,196

Таблица 1.2 - Расчет потребной и располагаемой тяг

H=	2000,м	q.a=	55,73	a	332
M	V, м/с	Cya	Cxa	k	Pп, Н	Pp, Н	о(H,M)	?P, Н	V*y, м/с
0,260	86,412	1,25	0,1257	9,944	164675	312120	0,68	147445	7,780
0,3375726	112,074	0,74	0,048	15,481	105777,7	293760	0,64	187982,3	12,865
0,415	137,736	0,49	0,0295	16,678	98188,23	270810	0,59	172621,8	14,519
0,5	166,000	0,34	0,0231	14,663	111678,7	261630	0,57	149951,3	15,200
0,6	199,200	0,24	0,021	11,201	146197,6	243270	0,53	97072,38	11,808
0,7	232,400	0,17	0,0219	7,891	207519,4	224910	0,49	17390,6	2,468
0,75	249,000	0,15	0,0222	6,781	241487,1	220320	0,48	-21167,1	-3,219

Таблица 1.3 - Расчет потребной и располагаемой тяг

H=	4000,м	q.a=	43,14	a	324
M	V, м/с	Cya	Cxa	k	Pп, Н	Pp, Н	о(H,M)	?P, Н	V*y, м/с
0,296	95,849	1,25	0,1257	9,944	164675	266220	0,58	101545	5,944
0,3836822	124,313	0,74	0,048	15,481	105777,7	247860	0,54	142082,3	10,786
0,472	152,777	0,49	0,0295	16,678	98188,23	238680	0,52	140491,8	13,107
0,5	162,000	0,44	0,0267	16,389	99921,95	229500	0,5	129578,1	12,819
0,6	194,400	0,30	0,023	13,212	123948,1	220320	0,48	96371,88	11,440
0,7	226,800	0,22	0,0219	10,194	160638,6	215730	0,47	55091,44	7,630
0,75	243,000	0,19	0,022	8,840	185248,6	211140	0,46	25891,45	3,842
0,8	259,200	0,17	0,0231	7,399	221310,3	206550	0,45	-14760,3	-2,336

Таблица 1.4 - Расчет потребной и располагаемой тяг

H=	8000,м	q.a=	24,91	a	308
M	V, м/с	Cya	Cxa	k	Pп, Н	Pp, Н	о(H,M)	?P, Н	V*y, м/с
0,389	119,907	1,25	0,1257	9,944	164675	188190	0,41	23514,96	1,722
0,5049227	155,516	0,74	0,048	15,481	105777,7	174420	0,38	68642,28	6,519
0,621	191,125	0,49	0,0295	16,678	98188,23	165240	0,36	67051,77	7,826
0,7	215,600	0,39	0,0259	14,928	109698,1	151470	0,33	41771,91	5,500
0,75	231,000	0,34	0,026	12,954	126415,1	137700	0,3	11284,86	1,592
0,8	246,400	0,30	0,0261	11,342	144385,5	133110	0,29	-11275,5	-1,697

Таблица 1.5 - Расчет потребной и располагаемой тяг

H=	11000,м	q.a=	15,83	a	295
M	V, м/с	Cya	Cxa	k	Pп, Н	Pp, Н	о(H,M)	?P, Н	V*y, м/с
0,488	144,067	1,25	0,1257	9,944	164675	146880	0,32	-17795	-1,566
0,6333901	186,850	0,74	0,048	15,481	105777,7	133110	0,29	27332,28	3,119
0,778	229,634	0,49	0,0295	16,678	98188,23	128520	0,28	30331,77	4,253
0,8	236,000	0,47	0,0295	15,790	103708	123930	0,27	20221,97	2,914
0,85	250,750	0,41	0,03	13,754	119061	119340	0,26	279,0083	0,043
0,9	265,500	0,37	0,038	9,686	169074,8	128520	0,28	-40554,8	-6,575

По результатам расчета строятся кривые потребных и располагаемых тяг для выбранных высот полёта (Рисунок 1). В точках пересечения располагаемых и потребных тяг определяются значения максимальных

Рисунок 1 - Кривые потребных и располагаемых тяг

Далее определяются эксплуатационные ограничения скорости, обусловленные:

а) предельно допустимым значением угла атаки С_уадоп (принимаем С_уадоп = 0,85С_уамах):

б) предельно допустимым скоростным напором q_пред. Принимаем q_пред=13000 Н/м².



Все результаты занесены в таблицу 1.6.

Таблица 1.6 - Скорости установившегося горизонтального полета

H	Vmin, м/с	Vmin.доп, м/с	VНВ, м/с	Vq, м/с	Vmax, м/с	?
0	78,436	85,076	125,022	145,6863	241,0	1
2000	86,412	93,727	137,736	160,6877	240,0	0,822
4000	95,849	103,96	152,777	178,1171	251,0	0,669
8000	119,907	130,06	191,125	222,4283	240,0	0,429
11000	186,85	156,26	229,634	267,3255	250,0	0,297

Строится сводный график V_min, V_minдоп, V_нв, V_max, V_q, V_м в зависимости от высоты полёта. В итоге получается лётный эксплуатационный диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полёта (Рисунок 2).

Размещено на http://www.allbest.ru/

1

Рисунок 2 - Диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального . полета

1.2.2 Расчёт скороподъёмности самолёта

Для оценки скороподъёмности самолёта в квазиустановившемся режиме набора высоты рассчитываются располагаемые вертикальные скорости для заданных высот и скоростей полёта:



Затем, строятся кривые для каждой выбранной высоты полёта (Рисунок 3). По графикам для каждой высоты определяются наибольшие значения вертикальных скоростей и соответствующих им скоростей набора высоты V_наб.

Размещено на http://www.allbest.ru/

1

Рисунок 3 - Диаграмма располагаемых вертикальных скоростей при установившемся наборе высоты

По результатам расчёта строится график зависимости (Рисунок 4).

Из графика видно, что скорость V_наб изменяется с увеличением высоты полёта и, следовательно, изменяется кинетическая энергия самолёта. Учёт влияния этого изменения на скороподъёмность самолёта производится введением поправочного коэффициента ч.

.

Зная закон изменения V(H), можно по приведенной формуле определить коэффициент ч.

Для дозвуковых самолётов близким к оптимальному является закон V_наб(H). Тогда приближённо:

где V_i, V_i+1 - известные значения набора V_наб на заданных высотах H_i, H_i+1.

Имея таблицу значений V_ymax(H), можно рассчитать барограмму подъёма самолёта.

Минимальное время подъёма на конечную высоту равно:

Весь диапазон высот (от нулевой до конечной) разбивается на ряд

интервалов ДH_i, и определяется время набора заданного интервала высоты. Где V_ymaxсрⁱ - среднее значение максимальной вертикальной скорости на заданном интервале ДH_i, которое определяется следующим образом:

Время подъёма на высоту H:

Все результаты заносятся в таблицу 1.7.

Таблица 1.7 - Расчет времени набора высоты

H	V*.ymax	Vнаб	х	V	?t	tнаб
0	16,028	152				0
2000	15,2	160	0,940138	14,67932	2,270769	2,2708
4000	13,107	165	0,960196	13,59013	2,45276	4,7235
8000	7,826	190	0,89831	9,402161	7,090569	9,5433
11000	4,253	232	0,768386	4,64067	10,77431	17,865

По результатам расчета строится график t_наб =ц(H) (Рисунок 4).

Размещено на http://www.allbest.ru/

1

Рисунок 4 - Максимальные вертикальные скорости и барограмма набора высоты

1.3 Взлётные и посадочные характеристики самолёта

1.3.1 Расчёт взлётной дистанции самолёта с разбегом

Взлётная дистанция самолёта состоит из двух участков: разбега до скорости отрыва V_отр и воздушного участка - разгона от скорости отрыва до безопасной скорости V₂ с набором безопасной высоты H₂.

Для современных самолётов с трёхопорным шасси разбег производится на трёх колёсах до скорости подъёма передней стойки шасси V=(0.9…0.95)V_отр. Затем угол атаки увеличивается до значения б_отр, соответствующего C_yaотр (во взлётной конфигурации), и при достижении скорости отрыва происходит плавный отрыв самолёта от Земли.

Скорость отрыва определяется следующим выражением:

Тяга при отрыве от Земли приближенно равна для ТРДД P_отр=0.9P_0взл; P_0взл - статическая тяга на взлётном режиме (P_0взл=1.2P₀). Угол атаки при отрыве б_отр (град) выбирается из условия, чтобы при поднятой передней стойке шасси между хвостовой частью самолёта и землёй оставался безопасный зазор 0,2…0,4 м. Принимаем б_отр=10⁰. Значение C_yaотр определяется по кривой C_ya(б) для взлётной конфигурации самолёта. Подставляя все значения получим:

Длина разбега:



Для приближённых расчетов L_р определяется при среднем значении перегрузки n_xaср, соответствующей средней скорости

В этом случае длина разбега:

Величину средней тяги P_ср нужно брать по характеристикам двигателя при .

Далее вычисляется длина разбега:

После отрыва самолёт переводится в неустановившийся набор высоты H=10,7м. Безопасную скорость в конце участка набора можно принять равной



Длина воздушного участка:

1.3.2 Расчет длины посадочной дистанции

Посадочная дистанция также состоит из двух участков: воздушного и наземного. Длина воздушного участка посадки:

где k^*_ср - условное воздушное качество самолёта в посадочной конфигурации с работающим двигателем на воздушном участке (k^*_ср=6). Высота начала посадочного снижения принимается H=15м.

Посадочная масса m_пос=m_взл-0,9m_т=195,0-0,9*55,8=144,78 т.

Посадочный угол атаки б_пос= б_отр=10⁰, тогда С_yaпос=2,45.

Можно найти V_сн и V_пос:

Тогда

При пробеге на самолёт действуют те же силы, что и при разбеге, с той разницей, что тяга двигателей соответствует режиму земного малого газа или может быть отрицательной. Длина пробега:

Если принять среднее значение тангенциальной перегрузки n_xaср при средней скорости пробега , то приближённо:

где f_пр - приведенный коэффициент трения (с учётом торможения колёс),

Вычислим длину пробега:

Длина посадочной дистанции с учетом реверса:

2 РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА САМОЛЕТА

Дальность и продолжительность полета определяются величиной располагаемого топлива и режимами полета самолета и работы двигателей.

Полная дальность складывается из проекций на горизонтальную плоскость траектории набора высоты, крейсерского участка и участка снижения:

.

2.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения

Рассмотрим приближенный расчет и затрат топлива для режима максимальной скороподъемности. По заданной высоте начала крейсерского участка определяется расстояние по горизонтали, проходимое самолетом при наборе высоты

,

где - в м/с; - в мин, определяется по барограмме подъема для высоты начала крейсерского полета.

Средняя скорость самолета при наборе высоты:

,

где и - скорости набора соответственно на нулевой и крейсерской высотах.

Расход топлива при наборе высоты самолетов с ТРДД

,

где - в ; Р- тяга всех двигателей в Н; в мин.

Значения удельного расхода топлива и тяги берутся для номинального режима работы двигателя при на средней высоте набора

.

Величину тяги и удельного расхода для ТРДД можно определить по высотно-скоростным характеристикам для и :

.

По заданной высоте конца крейсерского участка полета определятся приближенно дальность участка снижения:

Условное качество при снижении самолета с работающими двигателями принимается равным

Время снижения:

где в км; скорость в м/с и может быть приближенно принята равной скорости полета на крейсерском участке ,

2.2 Расчет располагаемого запаса топлива

Располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке равен

где полный запас топлива, затраты топлива;

на прогрев и опробование двигателей и рулежку к старту;

на взлет;

на набор крейсерской высоты полета;

на снижение;

на круг перед посадкой, посадку и заруливание;

гарантированный запас и невыработанный остаток топлива.

2.3 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости и высоте

Согласно заданию,

Если масса топлива не превышает 35% взлетной массы самолета или необходимо приближенно оценить дальность полета, то расчет можно вести по средней массе самолета и среднему километровому расходу топлива.

Расчет дальности и продолжительности полета производится по следующей схеме.

Для заданных и определяются (из табл. 1.4):

- по семейству поляр;

Подсчитывается потребная тяга

Подсчитывается располагаемая тяга всех двигателей

Величина берется по высотно-скоростной характеристике для заданных и .

Определяется степень дросселирования двигателей

Далее определяется удельный расход топлива на крейсерском режиме по характеристикам двигателя:

Для самолетов с ТРД

Средний километровый расход топлива

где в формуле в кг/км;

в ; в Н.

Дальность и продолжительность полета определяются выражениями

Полная дальность складывается из проекций на горизонтальную плоскость траектории набора высоты, крейсерского участка и снижения:

Полная продолжительность полета:

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной курсовой работе было проведен расчет летных характеристик дозвукового самолета. В качестве самолета-прототипа использован пассажирский самолет Локхид L - 10 H “Тристар”.

Рассчитан диапазон высот (0-11 км) и скоростей (М_min-М=0,95) установившегося горизонтального полета. По результатам расчета для выбранных высот полета построена диаграмма потребных и располагаемых тяг - рисунок 1.

Определены скорости установившегося горизонтального полета для каждой высоты (V_min,V_{min доп},V_нв,V_max,V_q) и построен сводный график этих скоростей - рисунок - 2.

Для оценки скороподъемности самолета в квазиустановившемся режиме набора высоты рассчитаны располагаемые вертикальные скорости () для заданных высот и скоростей полета и построены кривые для каждой из выбранных высот полета - рисунок - 3.

Рассчитаны максимальные вертикальные скорости и время набора каждой выбранной высоты. Построена кривая и барограмма подъема самолета - рисунок - 4.

Задана крейсерская скорость самолета .

Найдены теоретический и практический потолки: Н_теор=11,75 км, Н_практ=11 км.

Произведен расчет взлетно-посадочных характеристик самолета. В этом разделе определены: длина взлетной дистанции =1624,14 м, длина посадочной дистанции на режиме земного малого газа =1267,604 м.

Определены полная дальность полета L=3859,86 км и полная продолжительность полета t=4 ч 57 минут, тяга двигателя

Полученные результаты расчета самолета отличаются от параметров самолета-прототипа, это видно из сравнительной характеристики, которая приведена в таблице 1.9. Так как тяга двигателей заданного самолёта больше чем у прототипа то и крейсерская высота (потолок) больше. Также из-за большей тяги дальность полёта заданного самолёта больше. Следует учесть, что данный расчет носит приближенный характер.

Таблица 1.9

Название	Реальный самолет	Прототип
Максимальная взлетная масса, кг	195000	195000
Максимальный запас топлива, кг	122000	122000
Крейсерская скорость, км/ч	850	236
Потребная длина ВПП при взлете, м	3300	1624,1
Потребная длина ВПП при посадке, м	1980	1267,6
Практический потолок, м	12800	11000
Дальность полета с максимальной заправкой топливом, км	11260	3859,86
Продолжительность полета, ч	12	4,57
Тяга двигателя, кН	160-270	119,34

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Турапин В.М., Бочкарёв А.Ф., Балакин В.Л. Расчёт лётных характеристик, продольной устойчивости и управляемости самолёта; Учебн. пособие. Самара, СГАУ, 1999.- 80 с.

2. Аэромеханика самолёта/ Под ред. Бочкарёва А.Ф. и Андреевского В.В.- М.; Машиностроение, 1985.- 359 с.

3. Головин В.М., Филиппов Г.В., Шахов В.Г. Расчет поляр и подбор винта к самолёту; Учебн. пособие. Самара, СГАУ, 1992.- 68 с.

4. Балакин В.Л., Баяндина Т.А. Расчет летных характеристик, продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолета, СГАУ, 2004.

Размещено на Allbest.ru