Динамика полета самолета Туполев Ту-204

Размещено на http://www.allbest.ru/

Содержание

Введение

1. Исходные данные

1.1 Исходные данные для расчета

2. Расчет и построение поляр дозвуковых пассажирских самолетов

2.1 Общие сведения

2.2 Определение средней аэродинамической хорды крыла

2.3 Расчет и построение поляр при M_расч ? M_кр

2.3.1 Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

2.3.2 Определение коэффициента лобового сопротивления оперения

2.3.3 Определение лобового сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей

2.3.4 Сводка вредных сопротивлений самолета

2.3.5 Определение индуктивного сопротивления самолета

2.3.6 Определение прироста коэффициента вредных сопротивлений при углах атаки, отличных от нулевого угла атаки

2.3.7 Построение поляры самолета

2.3.8 Построение кривой коэффициента подъемной силы C_уа = f(б)

2.4 Определение максимальных коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы крыла при посадке с применением механизации крыла

2.4.1 Определение лобового сопротивления самолета

2.4.2 Определение максимального коэффициента подъемной силы

2.4.3 Построение поляры и кривой коэффициента подъемной силы при посадке с применением механизации крыла

3. Расчет летно-технических характеристик

3.1 Общие сведения

3.2 Расчет располагаемых тяг ТРД

3.3 Расчет потребных тяг ТРД

3.4 Характерные скорости полета

3.5 Расчет вертикальных скоростей

3.6 Построение барограммы подъема

3.7 Построение поляры планирования

4. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета

4.1 Основные взлетно-посадочные характеристики самолета

4.2 Расчет скорости отрыва

4.3 Расчет длины разбега и взлетной дистанции

4.4 расчет посадочной скорости

4.5 Расчет длины пробега и посадочной дистанции

5. Расчет дальности и продолжительности полета самолета с ТРД

Заключение

Список использованных источников

Введение

Динамика полета самолета, или аэромеханика, является научной дисципли ной, которая рассматривает вопросы, связанные с исследованием траекторий движения самолета, его устойчивости и управляемости. Динамики полета самолета относится к числу дисциплин, образующих теоретические основы авиационной техники. Она опирается на основные положения теоретической механики, аэродинамики, теории двигателей, теории автоматического управления и других дисциплин.

Эта методика позволяет рассчитать траектории полета в зависимости от аэродинамических характеристик и проектных параметров самолета, а также является необходимым при изучении вопросов его устойчивости и управляемости.

1. Исходные данные

1.1 Исходные данные для расчетов:

- крейсерская скорость: м/с;

- площадь крыла: S = 183 м²;

- размах крыла: l = 42 м;

- относительная толщина крыла: = 0,11;

- площадь подфюзеляжной части крыла: м²;

- площадь оперения: S_оп = 87,067 м²;

- длина закрылков: l_мех = 16,17 м;

- длина носовой части фюзеляжа: м;

- длина фюзеляжа: м;

- площадь миделя фюзеляжа: S_мид = 12,325 м²;

- корневая хорда крыла: b₀ = 6,95 м;

- концевая хорда крыла: b_к = 1,768 м;

- угол стреловидности по ј хорды: ч = 28°;

- расстояние первой трети САХ до земли при стоянке: h = 2,8 м;

- число гондол двигателей: n_г.д = 2;

- площадь миделя гондол двигателей: S_г.д = 5,67 м².

2. Расчет и построение поляр дозвуковых пассажирских самолетов

2.1 Общие сведения

Для того, чтобы построить поляру самолета необходимо найти коэффициент подъемной силы С_уа, а также коэффициент лобового сопротивления С_ха самолета в диапазоне летных углов атаки.

Вычисляем отдельно постоянные и переменные составляющие лобового сопротивления самолета () по формуле

, (1) или

, (2)

где - min коэффициент лобового сопротивления крыла с учетом взаимного влияния крыла и фюзеляжа и дополнительных вредных сопротивлений крыла;

- суммарный min коэффициент вредных сопротивлений самолета (при нулевом угле подъемной силы);

- коэффициент индуктивного сопротивления крыла при заданной форме в плане (с учетом влияния фюзеляжа и гондол двигателей);

- прирост коэффициента вредных сопротивлений при углах атаки, отличных от нулевого угла атаки.

Эквивалентную хорду крыла (, м) определяют по формуле

, (3)

где S - площадь крыла, м²;

l - размах крыла, м.

Расчетную скорость (, м/с), вычисляют по формуле

, (4)

где V_крейс - крейсерская скорость, м/с;

ч - угол стреловидности крыла, который определяют по горизонтальной проекции крыла самолета, как угол между ј хорд и перпендикуляром к продольной оси самолета, град. Схема определения угла стреловидности представлена на рисунке ?

Рисунок ? - Определение угла стреловидности

.

Крейсерское число Маха (М_крейс), вычисляют по формуле

, (5)

где a_н - скорость звука на расчетной высоте [1], м/с.

.

Расчетное число Маха (M_расч), вычисляют по формуле

. (6)

.

2.2 Определение средней аэродинамической хорды

Среднюю аэродинамическую хорду крыла определяют графически. Как определяют САХ показано на рисунке ?.

Рисунок ? - Определение средней аэродинамической хорды крыла

Средняя аэродинамическая хорда равна м.

2.3 Расчет и построение поляр при M_расч ? M_кр

2.3.1 Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла (), вычисляют по формуле

, (7)

где - минимальный коэффициент лобового сопротивления изолированного крыла;

k_инт - коэффициент интерференции, зависящий от формы фюзеляжа и взаимного расположения крыла и фюзеляжа;

S_кр.ф - площадь крыла под фюзеляжем, м²;

S - площадь крыла, м².

Минимальный коэффициент лобового сопротивления изолированного крыла (), вычисляют по формуле

, (8)

где - минимальный коэффициент профильного сопротивления гладкого крыла.

Дополнительные вредные сопротивления крыла согласно статическим данным [1] принимаем равным .

Минимальный коэффициент профильного сопротивления гладкого крыла (), вычисляют по формуле

, (9)

где 2С_f - коэффициент трения плоской пластинки с длиной равной эквивалентной хорде крыла;

- относительная толщина крыла.

Расчетное число Рейнольдса (Re), вычисляют по формуле

(10)

где н_н - кинематический коэффициент вязкости воздуха на заданной высоте полета.

.

У самолетов со стреловидным крылом .

Коэффициент трения плоской пластинки 2С_f равен .

,

.

Коэффициент интерференции, принимаем равным k_инт = 0,5, так как он зависит от формы фюзеляжа и взаимного расположения крыла и фюзеляжа.

.

2.3.2 Определение коэффициента лобового сопротивления оперения

Коэффициент лобового сопротивления оперения вычисляется аналогично коэффициенту профильного сопротивления крыла и согласно статистическим данным принимаем его равным .

2.3.3 Определение лобового сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей

Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа (), вычисляют по формуле

, (11)

где - коэффициент трения плоской пластинки;

- коэффициент учитывающий толщину фюзеляжа по сравнению с плоской пластинкой;

- коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха;

- площадь поверхности фюзеляжа, м²;

- площадь миделевого сечения фюзеляжа, м²;

- увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа вызванное наличием в носовой части фонаря пилотской кабины, принимаем равным .

Число Рейнольдса (Re), вычисляют по формуле

, (12)

где - длина фюзеляжа, м.

.

Коэффициент трения плоской пластинки равен [1].

Удлинение фюзеляжа (), вычисляют по формуле

, (13)

где - диаметр круглого фюзеляжа, равновеликого по площади миделю данного фюзеляжа, м.

.

Удлинение носовой части фюзеляжа (), вычисляют по формуле

, (14)

где - длина носовой части фюзеляжа, м.

.

Удлинение крыла самолета (), вычисляют по формуле

, (15)

.

Коэффициент, учитывающий толщину фюзеляжа по сравнению с плоской пластинкой, равен .

Коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха, равен .

Площадь поверхности фюзеляжа (, м²), вычисляют по формуле

, (16)

.

Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа равен

.

Коэффициент лобового сопротивления гондол двигателей принимаем согласно статистическим данным .

2.3.4 Сводка вредных сопротивлений самолета

В сводку вредных сопротивлений самолета помещают еще значения отдельных деталей, являющихся источниками сопротивления, которые приведены в таблицу ?.

Таблица ? - Сводка вредных сопротивлений

Наименование агрегатов самолета	Количество одинаковых деталей	Площадь миделя, м2	Сха одной детали
Крыло	2	183	0,008
Фюзеляж	1	12,325	0,09
Оперение	1	87,067	0,01
Гондолы двигателей	2	5,67	0,05
Отдельные детали	1	0,46	0,062

Минимальный коэффициент суммы сопротивлений самолета (), вычисляют по формуле

, (17)

.

2.3.5 Определение индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета (), вычисляют по формуле

, (18)

где - эффективное удлинение крыла;

- поправка, учитывающая влияние формы крыла в плане, удлинения и сужение.

Сужение крыла (), вычисляют по формуле

, (19)

.

Эффективное удлинение крыла (), вычисляют по формуле

, (20)

где - площадь крыла занятая гондолами двигателя, .

Поправка, учитывающая влияние формы крыла в плане, удлинения и сужение, равна .

2.3.6 Определение прироста коэффициента вредных сопротивлений при углах атаки, отличных от нулевого угла атаки

Максимальный коэффициент подъемной силы крыла (), вычисляют по формуле

, (21)

где - максимальный коэффициент подъемной силы профиля, принимаем равным ;

- коэффициент зависящий от сужения крыла, .

.

2.3.7 Построение поляры самолета

В общем случае уравнение поляры имеет вид

, (22)

где А - коэффициент отвала поляры.

Поляра имеет такие углы атаки, как угол нулевой подъемной силы б₀; критический угол атаки б_кр; наивыгоднейший угол атаки б_нв.

Для построения поляры создается таблица ? с соответствующими значениями коэффициентов.

Значение коэффициента лобового сопротивления самолета (), вычисляют по формуле

. (23)

Таблица ? - Значения коэффициентов при М?М_кр

Cya	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0	1,1	1,2
Cxa	0	4·104	0,0016	0,0036	0,0064	0,01	0,014	0,019	0,025	0,032	0,04	0,048	0,057
Cya.сред	0	0,078	0,157	0,236	0,315	0,394	0,472	0,551	0,63	0,708	0,787	0,866	0,945
ДCxa	0	0	0	0	0	0	0,0007	0,0015	0,0023	0,0036	0,0091	0,0166	0,0245
Cxa.сам	0,0222	0,0226	0,0238	0,0258	0,0286	0,0322	0,0373	0,0433	0,0501	0,0582	0,0714	0,0873	0,1044

Максимальное аэродинамическое качество (), вычисляют по формуле

, (24)

.

Поляра самолета представлена на рисунке ?.

Рисунок ? - Поляра самолета

2.3.8 Построение кривой коэффициента подъемной силы C_уа = f(б)

Наклон прямой для стреловидного крыла (a_ч), вычисляют по формуле

, (25)

где a₀ - угол нулевой подъемной силы.

.

Летный диапазон углов атаки (), вычисляют по формуле

. (26)

Все значения углов атаки сведены в таблицу ?.

Таблица ? - Летный диапазон углов атаки

бi	1,5	2,312	3,125	3,937	4,75	5,563	6,375	7,188	8	8,813	9,626	10,43	11,25

Кривая коэффициента подъемной силы представлена рисунке ?.

Рисунок ? - Кривая коэффициента подъемной силы

2.4 Определение максимальных коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы крыла при посадке с применением механизации крыла

2.4.1 Определение лобового сопротивления самолета

Коэффициент лобового сопротивления самолета () при посадке с выпущенными щитками (закрылками), вычисляют по формуле

, (27)

где - прирост коэффициента лобового сопротивления, вызываемый открытием щитков (закрылков), зависит от угла отклонения щитков и относительной хорды щитков, принимаем равным ;

- учитывает относительную долю площади крыла, обслуживаемую щитками (закрылками);

- коэффициент индуктивного сопротивления самолета с отклоненными щитками (закрылками);

- увеличение коэффициента лобового сопротивления самолета при использовании тормозного парашюта, принимаем .

Относительную долю площади (), вычисляют по формуле

, (28)

где - длина закрылков (щитков), м.

.

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета () с отклоненными закрылками, вычисляют по формуле

, (29)

где - фиктивное удлинение крыла.

Фиктивное удлинение крыла (), вычисляют по формуле

, (30)

где h - расстояние первой трети САХ до земли при стоянке самолета, м.

.

Значения коэффициентов индуктивного сопротивления самолета с отклоненными закрылками сведены в таблицу ?.

Таблица ? - Значения

0

4·10-5

16·10-5

35·10-5

63·10-5

98·10-5

14·10-6

19·10-6

25·10-6

31·10-6

39·10-6

47·10-6

56·10-6

2.4.2 Определение максимального коэффициента подъемной силы

Максимальный коэффициент подъемной силы крыла с полностью отклоненными закрылками (), вычисляют по формуле

, (31)

где - максимальный коэффициент подъемной силы крыла из основной поляры;

- прирост от механизации крыла.

Прирост от механизации крыла (), вычисляют по формуле

, (32)

.

Значения максимальных коэффициентов подъемной силы крыла с полностью отклоненными закрылками сведены в таблицу ?.

Таблица ? - Значения

	0,358	0,458	0,558	0,658	0,758	0,858	0,958	1,058	1,158	1,258	1,358	1,458	1,558

2.4.3 Построение поляры и кривой коэффициента подъемной силы при посадке с применением механизации крыла

По найденным значениям соответствующих коэффициентов и значениям летного диапазона углов атаки строится поляра, которая изображена на ? и график функции C_уа = f(б), который изображен на рисунке ?.

Рисунок ? - Поляра при посадке с применением механизации

Рисунок ? - График функции C_уа = f(б) при посадке с применением механизации

3. Расчет летно-технических характеристик

3.1 Расчет располагаемых тяг ТРДД

Располагаемая тяга - это максимальная суммарная тяга всех двигателей на самолете, которая определяется для данного режима полета.

Располагаемые тяги ТРДД (), вычисляются по формуле

, (33)

где - статическая тяга у земли, Н;

- высотно-скоростная характеристика [1].

Расчет сводится в таблицу ? и затем строятся кривые , которые изображены на рисунке ?.

Кривые строятся для высот от 0 до + 3000 м с интервалом 3000 м для диапазона скоростей от 0 до + 42 м/с с интервалом 42 м/с.

Таблица ? - Расчет располагаемых тяг

Высота, м	Сила тяги	Скорость, м/с
		0	42	84	126	168	209
0		1,2	1,15	1,12	1,1	1,09	1,12
	, Н	37683	36112	35168	34545	34226	35168
3000		1,02	0,94	0,92	0,9	0,9	0,93
	, Н	32028	29516	28888	28267	28268	29202
6000		0,87	0,8	0,77	0,74	0,75	0,78
	, Н	27318	25123	24178	23236	23556	24492
9000		0,74	0,67	0,64	0,62	0,63	0,65
	, Н	23236	21038	20096	19468	19782	20412
12000		0,65	0,6	0,59	0,59	0,6	0,61
	, Н	20412	18845	18526	18526	18845	19154
13000		0,59	0,52	0,51	0,51	0,52	0,53
	, Н	18526	16328	16014	16014	16328	16642

Рисунок ? - Располагаемые тяги самолета с ТРДД

3.3 Расчет потребных тяг ТРД

Потребная тяга - это тяга, необходимая для преодоления лобового сопротивления в установившемся горизонтальном полете.

Рассмотрим рисунок ?.

Рисунок ? - Определение потребной тяги

Составляется уравнения равновесия для установившегося горизонтального полета

, (34)

где - сила лобового сопротивления, Н;

- потребная тяга, Н;

- подъемная сила, Н.

Уравнение (34) записывается в следующем виде

, (35)

где - плотность воздуха на расчетной высоте, кг/м³.

Решив систему уравнений, вычисляют потребную тягу (, Н) по формуле

, (36)

где g - ускорение свободного падения, м/с².

Среднюю массу самолета (, кг), вычисляют по формуле

, (37)

где - масса самолета, кг;

- масса топлива, кг.

.

Числа Маха (М) по заданным высотам и скоростям, вычисляют по формуле самолет поляра тяга турбореактивный

, (38)

где a - скорость звука на соответствующей высоте, м/с [1].

Коэффициент подъемной силы (), вычисляют по формуле

. (39)

Получившиеся значения сводится в таблицу ?.

Таблица ? - Расчет потребных тяг

Высота, м	Скорость, м/с	42	84	126	168	209
Н=0	М	0,176	0,353	0,529	0,705	0,882
		1,930	0,482	0,214	0,120	0,085
		0,1714	0,0315	0,024	0,0228	0,025
		2,1·105	1,5·105	2,6·105	4,4·105	6,1·105
Н=3000	М	0,183	0,365	0,548	0,731	0,913
		2,601	0,650	0,289	0,162	0,115
		0,2933	0,0391	0,0255	0,0232	0,0227
		2,6·105	1,4·105	2,1·105	3,3·105	4,6·105
Н=6000	М	0,19	0,379	0,569	0,759	0,948
		3,588	0,897	0,398	0,224	0,159
		0,5379	0,0544	0,0285	0,0242	0,0232
		3,5·105	1,4·105	1,7·105	2,5·105	3,4·105
Н=9000	М	0,198	0,395	0,593	0,79	0,988
		5,074	1,268	0,563	0,317	0,225
		1,0536	0,0866	0,0349	0,0262	0,0242
		4,9·105	1,6·105	1,4·105	1,9·105	2,5·105
Н=13000	М	0,203	0,407	0,61	0,814	1,017
		8,923	2,230	0,991	0,557	0,396
		3,2117	0,2215	0,0616	0,0346	0,0285
		8,4·105	2,3·105	1,5·105	1,5·105	1,7·105

Кривые изображены на рисунке ?.

Рисунок ? - Потребные тяги самолета с ТРДД

3.4 Характерные скорости полета

Минимальную скорость горизонтального полета (, м/с), вычисляют по формуле

(40)

Наивыгоднейшая скорость соответствует скорости полета с наименьшей потребной тягой, т.е. когда К=К_max, и определяется графически [1].

Наивыгоднейшая скорость подъема - это скорость V_y=V_ymax. Наивыгоднейшая скорость подъема определяют точки абсцисс, которые соответствуют (?PV).

Предельная допустимая скорость - это наибольшая скорость, которая допускается по условиям прочности самолета.

(41)

где - максимальный скоростной напор, Н/м².

Результаты сводятся в таблицу ?.

После того, как определяются характерные скорости, строится график зависимости их от высоты полета.

Таблица ? - Характерные скорости полета

Высота, м	0	3000	6000	9000	13000
	110	160	175	210	225
	73,984	85,886	100,870	119,954	159,068
	99	104	117	122	128
	103	109	121	127	133
	105	110	122	131	140

3.5 Расчет вертикальных скоростей

Вертикальная скорость - это вертикальная составляющая скорости полета по наклонной траектории, вычисляется по формуле:

, (42)

где - разность между располагаемой и потребной тягами при скорости полета V.

Из формул следует, что для определения максимальной вертикальной скорости , нужно определить или для данной высоты полета Н.

Результаты сводятся в таблицу ?.

Таблица ? - Расчет зависимости

Высота, м	Скорость, м/с	42	84	126	168	209
Н=0		4·105	4·105	3·105	1·105	-66199
		3·107	5·107	5·107	3·107	-2·107
Н=3000		2·105	3·105	2·105	93035	-32364
		1·107	4·107	4·107	2·107	-9213947
Н=6000		57882	2·105	2·105	74457	-7292
		3472950	3·107	3·107	2·107	-2076132
Н=9000		-2·105	1·105	1·105	58088	6414
		-9518005	1·107	2·107	1·107	1826097
Н=13000		-6·105	-37365	43319	43262	26806
		-4·107	-4483859	7797362	1·107	7631564

По данным таблицы ? строится график , который изображен на рисунке ?.

Рисунок ? - Зависимость

Определив по графику зависимости значения можно определить значения , которые сводятся в таблицу ?.

Таблица ? - Вертикальная скорость

Высота, м	0	3000	6000	9000	13000
	8·106	2,2·107	3,29·107	4,2·107	5,462·107
	66,471	48,003	34,277	18,949	-5,756

Зависимость максимальной вертикальной скорости от высоты полета представлена на рисунке ?.

Рисунок ? - Зависимость

3.6 Построение барограммы подъема

Барограмма подъема - это кривая зависимости времени подъема от высоты, т. е. .

По барограмме, можно определить время подъема на заданную высоту.

Время подъема (, с) на элементарную высоту, вычисляется по формуле

, (43)

где - элементарная высота, м.

Элементарная высота (, м), вычисляется по формуле

, (44)

.

Средняя арифметическая скорость при подъеме на элементарную высоту (, м/с), вычисляется по формуле

. (45)

Скорость берется в начале участка, скорость - в конце.

Время подъема на заданную высоту, вычисляется по формуле

. (46)

Расчет сводится в таблицу ?.

Таблица ? - Построение барограммы подъема

, м	3000	6000	9000	12000
, м/с	57,237	41,14	26,613	6,586
, с	52,413	72,921	112,726	454,803
t, с	52,413	125,335	238,062	692,865

По данным таблицы ? строится график барограммы подъема, который изображен на рисунке ?.

Рисунок ? - Барограмма подъема

3.7 Построение поляры планирования

Планирование - это снижение по прямолинейной траектории с тягой, равной или близкой к нулю.

Скорость планирования (, м/с), вычисляется по формуле

, (47)

где - угол наклона траектории к горизонту, град.

Изменив угол , мы изменяем скорость планирования. Поляра планирования - это кривая, которая описывается концом вектора скорости планирования при изменении угла .

Угол наклона траектории к горизонту (, град), вычисляется по формуле

, (48)

откуда видно, что при .

Горизонтальная (, м/с) и вертикальная (, м/с) составляющие скорости планирования вычисляются по формулам

, (49)

. (50)

Последовательность расчета поляры планирования сведены в таблицу ?.

Таблица ? - Построение поляры планирования

, град	0,2047	0,0682	0,0618	0,0825	0,107
, м/с	36,6179	85,8197	151,2193	239,592	376,4522
, м/с	35,8532	85,6202	150,9302	238,778	374,298
, м/с	7,4443	5,8478	9,3462	19,7327	40,215

По данным таблицы ? строится поляра планирования , которая изображена на рисунке ?.

Рисунок ? - Поляра планирования

4. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета

4.1 Расчет скорости отрыва

Скорость отрыва - это скорость при которой происходит отрыв самолета, когда подъемная сила, плюс вертикальная составляющая тяги уравновешивают силу тяжести.

При этом нормальная реакция равна нулю

. (51)

Скорость отрыва - это скорость при отрыве колес основного шасси от взлетно-посадочной полосы.

Для самолетов с ТРДД скорость отрыва (, м/с), вычисляется по формуле

, (52)

где - вертикальная составляющая тяги двигателей, Н.

Вертикальная составляющая тяги двигателей (, Н), вычисляется по формуле

, (53)

где - угол установки двигателя по отношению к хорде крыла, принимаем равным .

,

.

4.3 Расчет длины разбега и взлетной дистанции

Длина разбега - это расстояние, которое проходит самолет от начала разбега до точки отрыва.

Длина разбега (, м), вычисляется по формуле

, (54)

где - средняя тяговооруженность при разбеге;

- коэффициент трения, определяется по таблице ?.

Средняя тяговооруженность при разбеге (), вычисляется по формуле

, (55)

.

Таблица ? - Значение коэффициента трения

Состояние взлетно-посадочной полосы	Среднее значение
Сухой бетон	0,05
Мокрый бетон	0,04
Твердый грунт	0,06
Мокрая трава	0,11
Покрытый снегом аэродром	0,11

При : м.

Взлетная дистанция - это расстояние, которое проходит самолет по горизонтали от начала разбега до подъема на высоту, равную 15 м.

Для современных пассажирских и транспортных самолетов взлетная дистанция (, м), вычисляется по формуле

, (56)

.

4.4 Расчет посадочной скорости

Посадочная скорость - это скорость самолета в момент касания колесами земли.

Посадочная скорость (, м/с), вычисляется по формуле

, (57)

где - посадочная масса самолета, кг.

Посадочная масса самолета (, кг), вычисляется по формуле

, (58)

,

.

4.5 Расчет длины пробега и посадочной дистанции

Длина пробега - это расстояние, которое проходит самолет от точки касания колесами земли до точки, где скорость равна нулю.

Посадочная дистанция - это расстояние, которое проходит самолет по горизонтали с высоты, равной 15 м, до полной остановки.

Посадочная дистанция (, м), вычисляется по формуле

, (59)

где - дальность планирования с высоты 15 м, м;

- длина выдерживания, м;

- длина пробега, м.

Дальность планирования (, м), вычисляется по формуле

, (60)

где - приведенное качество при планировании, принимаем равным .

.

Длина выдерживания (, м), вычисляется по формуле

, (61)

где - максимальное посадочное качество самолета (определяется по посадочной поляре);

- скорость планирования, м/с (по формуле 47 для посадочной массы ).

.

.

Длина пробега (, м), вычисляется по формуле

, (62)

где - скорость с которой самолет мог бы лететь по горизонтали при критическом угле атаки, т.е при ;

B - коэффициент, зависящий от параметров и и определяемый по графику [1, стр.60].

- приведенный коэффициент трения при средней интенсивности торможения, принимаем равным .

,

,

.

Из этого следует, что коэффициент B, зависящий от этих параметров равен .

,

.

5. Расчет дальности и продолжительности полета самолета с ТРД

Дальность полета - это расстояние, которое проходит самолет по горизонтали от взлета до посадки при израсходовании определенного запаса топлива.

Полная дальность полета (, м), которая состоит из 3 участков, вычисляется по формуле

, (63)

где - дальность участка подъема, м;

- дальность горизонтального участка полета, м;

- дальность участка планирования, м.

Полная дальность полета показана на рисунке ?

Рисунок ? - Дальность полета

Продолжительность полета - это время пребывания самолета в полете.

Дальность участка подъема (, м), вычисляется по формуле

, (64)

где - средняя наивыгоднейшая скорость подъема на высоте H_ср, м/с.

.

Дальность участка планирования (, м), вычисляется по формуле

, (65)

где - максимальное качество без механизации.

.

Продолжительность для участка планирования (, с), вычисляется по формуле

, (66)

где - средняя скорость планирования, определяемая по поляре планирования при , м/с.

.

Дальность горизонтального участка полета (, м), вычисляется по формуле

, (67)

где - располагаемый запас топлива, кг;

- километровый расход топлива, кг/км.

Располагаемый запас топлива (, кг), вычисляется по формуле

, (68)

где - удельный расход топлива на высоте H_ср при скорости ;

- время подъема на расчетную высоту, с.

.

Километровый расход топлива (, кг/км), вычисляется по формуле

, (69)

где - часовой расход топлива, кг/ч.

Часовой расход топлива (, кг/ч), вычисляется по формуле

. (70)

Продолжительность горизонтального участка полета (, с), вычисляется по формуле

. (71)

Продолжительность полной дальности полета (, с), вычисляется по формуле

. (72)

Полученные результаты расчета сводятся в таблицу ?.

Таблица ? - Определение часового и километрового расхода топлива

V, м/с	42	84	126	168	209
K	7,98	14,881	10,106	6,239	4,535
, кг/ч	6575,22	1814,09	1134,22	1134,665	1312,411
, кг/км	30,44	4,199	1,75	1,313	1,28
, км	699,082	3837,806	8932,016	11839,181	12137,075
, ч	2,847	8,95	14,002	13,997	12,172

Из таблицы ? видно, что полная продолжительность полета равна 14,002 ч.

Зависимости часового и километрового расхода топлива от скорости приведены на рисунке ? и ? соответственно.

Рисунок ? - Зависимость часового расхода топлива от скорости

Рисунок ? - Зависимость километрового расхода топлива от скорости

Заключение

В данной курсовой работе был проведен расчет летных характеристик дозвукового самолета. В качестве самолета-прототипа использован пассажирский среднемагистральный самолет Туполев Ту-204.

Рассчитан диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета. По результатам расчета для выбранных высот полета построена диаграмма располагаемых и потребных тяг - рисунок 7 и 9. Определены скорости установившегося горизонтального полета для каждой высоты.

Рассчитаны максимальные вертикальные скорости и время набора каждой выбранной высоты. Построена кривая и барограмма подъема самолета - рисунок - 12. Задана крейсерская скорость самолета.

Произведен расчет взлетно-посадочных характеристик самолета. В этом разделе определены: длина взлетной дистанции, длина посадочной дистанции. Полученные результаты расчета самолета отличаются от параметров самолета-прототипа.

Список использованных источников

1. Чудаков М.В., Построение поляр и расчет динамики полета дозвуковых транспортных и пассажирских самолетов: учебное пособие. - Оренбург: ИПК ГОУ ОГУ, 2008. - 131с.

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

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

Размещено на Allbest.ru

...