Главная Коллекция "Revolution" Производство и технологии Расчет летных характеристик продольной устойчивости

Расчет летных характеристик продольной устойчивости

Расчет основных летных характеристик самолета Як-48, характеристики его продольной устойчивости и управляемости. Взлетные и посадочные характеристики самолета. Основные требования, предъявляемые к показателям продольной устойчивости и управляемости.

Рубрика Производство и технологии
Вид курсовая работа
Язык русский
Дата добавления 13.12.2012
Размер файла 1,4 M
рефераты на заказ со скидкой

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

5:07 5:07 5:07 5:07 5:07 28

Размещено на http://www.allbest.ru/

28183323232

Содержание

  • 1. Исходные данные
  • 1.1 Исходные данные для расчета летных характеристик самолета
  • 1.2 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг
  • 1.3 Расчет скороподъемности
  • 1.4 Взлетные и посадочные характеристики самолета
  • 1.4.1 Расчет длины взлетной дистанции
  • 1.4.2 Расчет длины посадочной дистанции
  • 1.5 Расчет дальности и продолжительности полета самолета
  • 1.5.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения
  • 1.5.2 Расчет дальности и продолжительности полета на крейсерском участке
  • 2. Расчет характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета
  • 2.1 Исходные данные, используемые для расчета моментных характеристик
  • 2.1.1 Геометрические характеристики
  • 2.1.2 Аэродинамические характеристики крыла и оперения
  • 2.2 Расчет статических моментов тангажа
  • 2.2.1 Расчет фокуса самолета
  • 2.2.2 Расчет производных управляющих моментов
  • 2.2.3 Расчет коэффициента в полетной конфигурации самолета
  • 2.2.4 Расчет коэффициента момента тангажа от тяги силовой установки
  • 2.3 Диапазон допустимых центровок
  • 2.3.1 Предельная задняя центровка
  • 2.3.2 Предельная передняя центровка
  • 2.4 Балансировка самолета в прямолинейном установившемся горизонтальном полете
  • 2.4.1 Момент тангажа в установившемся горизонтальном полете при нейтральном положении органов управления
  • 2.4.2 Балансировочная кривая по отклонениям огранов управления
  • 2.4.3 Балансировочная кривая по усилиям на рычагах управления тангажем
  • 2.5 Основные требования, предъявляемые к показателям продольной устойчивости и управляемости
  • Заключение
  • Список использованных источников

Введение

В данной работе рассчитываются основные летные характеристики самолета Як-48, а также характеристики его продольной устойчивости и управляемости. К летным характеристикам, которые рассчитываются в рамках курсового проектирования, относятся: диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета с учетом эксплуатационных ограничений; скороподъемность; теоретический и практический потолки; дальность и продолжительность полета; взлетные и посадочные характеристики. При расчете характеристик продольной устойчивости и управляемости определены статические моменты тангажа, фокус самолета, диапазон допустимых центровок, балансировка самолета в установившемся горизонтальном полете

Пассажирский самолёт бизнес класса Як-48 разработан в ОКБ им.А.С. Яковлева для замены Як-40. Эскизный проект был представлен в конце 2003 года. Серийное производство предполагается на ОАО "Иркут".

Як-48 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана. Конструкция цельнометаллическая. Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения. Крыло стреловидное. Шасси убирающееся, трёхопорное, с носовой стойкой. Силовая установка состоит из 2 ТРДД АИ-22, расположенных на пилонах в хвостоволй части.

1. Исходные данные

1.1 Исходные данные для расчета летных характеристик самолета

1. При расчете летных характеристик самолета предполагается, что схема самолета, его основные параметры, аэродинамические характеристики и тип двигателя заданы.

2. В расчетах используются следующие значения основных параметров самолета.

- взлетная масса самолета при номинальной загрузке;

- масса топлива;

S - площадь крыла.

3. Аэродинамические силовые характеристики задаются в виде поляр и зависимостей для полетной, взлетной и посадочной конфигураций самолета.

4. Для самолетов с турбореактивными двигателями используются:

суммарная располагаемая тяга двигателей на земле при М=0 на максимально-продолжительном (номинальном) режиме их работы;

- тяга двигателя на взлетном режиме;

удельный расход топлива двигателя на земле при М=0 на номинальном режиме.

К характеристикам двигательной установки относятся также степень двухконтурности, высотно-скоростные (тяговые, расходные) и дроссельные характеристики.

летная характеристика продольная устойчивость

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

Для расчета диапазона высот и скоростей необходимо построить диаграммы потребных и располагаемых тяг для различных высот и скоростей и средней полетной массы самолета:

Задается несколько расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Обязательно включается предполагаемая крейсерская высота полета. Расчет проведен для высот (в метрах):

Задаются значения чисел Маха от до максимальной величины , для которой определена летная поляра самолета.

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полета определяется по формуле

,

где - скоростной напор, который соответствует скорости звука на рассматриваемой высоте и определяется по таблице стандартной атмосферы; - максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы.

Для каждой высоты и различных чисел М определяется потребные и располагаемые тяги:

Значение 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 - максимальное аэродинамическое качество, определяемое по докритической поляре самолета.

Максимальному качеству соответствует наивыгоднейшая скорость полета или соответственно:

,

где - коэффициент аэродинамической подъемной силы при наивыгоднейшем угле атаки, соответствующий .

На больших высотах минимальные скорости определяются в левых точках пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, а наивыгоднейшие скорости определяются по кривым потребных тяг при . Для каждой высоты полета расчет потребных и располагаемых тяг приводится ниже в таблицах 1.1-1.5.

Таблица 1.1 - потребная и располагаемая тяги горизонтального полета на высоте

-

м/с

-

-

Н

Н, М

Н

Н

м/с

0,18

61,2

1,252

0,103

12,16

7220,354

0,81

29970

22749,65

15,857

0,2

68

1,014

0,107

9,48

9261,551

0,8

29600

20338,45

15,752

0,28

95,2

0,55

0,037

14,86

5908,445

0,73

27010

21101,55

22,880

0,3

102

0,451

0,032

14,09

6231,334

0,72

26640

20408,67

23,709

0,4

136

0,254

0,023

11,04

7952,853

0,68

25160

17207,15

26,654

0,5

170

0,162

0,023

7,04

12471,52

0,64

23680

11208,48

21,702

0,6

204

0,113

0,023

4,91

17881,77

0,6

22200

4318,23

10,033

0,7

238

0,083

0,024

3,46

25375,58

0,58

21460

-3915,59

-10,61

Таблица 1.2 - потребная и располагаемая тяги горизонтального полета на высоте

-

м/с

-

-

Н

Н, М

Н

Н

м/с

0,21

68,88

1,2

0,13

9,23

9511,6

0,7

25900

16388,39

12,857

0,3

99,6

0,574

0,039

14,72

5966,175

0,66

24420

18453,82

20,93

0,32

106,18

0,55

0,037

14,86

5906,511

0,65

24050

18143,49

21,94

0,4

132,8

0,323

0,026

12,42

7071,022

0,61

22570

15498,98

23,44

0,5

166

0, 207

0,023

8,98

9773,649

0,57

21090

11316,35

21,39

0,6

199,2

0,143

0,023

6,24

14074,054

0,54

19980

5905,946

13,4

0,7

232,4

0,105

0,023

4,58

19156,352

0,5

18500

-656,351

-1,74

Таблица 1.3 - потребная и располагаемая тяги горизонтального полета на высоте

-

м/с

-

-

Н

Н, М

Н

Н

м/с

0,24

76,40

1,2

0,13

9,23

9511,612

0,6

22200

12688,388

11,04

0,3

97,2

0,741

0,05

14,83

5920,965

0,58

21460

15539,035

17, 203

0,36

117,78

0,55

0,037

14,86

5906,512

0,56

20720

14813,488

19,871

0,4

129,6

0,417

0,03

13,90

6315,696

0,54

19980

13664,304

20,17

0,5

162

0,267

0,025

10,68

8223,562

0,5

18500

10276,438

18,961

0,6

194,4

0,185

0,023

8,06

10894,58

0,48

17760

6865,424

15, 201

0,7

226,8

0,136

0,023

5,92

14828,73

0,46

17020

2191,272

5,66

0,8

259,2

0,104

0,025

4,17

21052,32

0,45

16650

-4402,32

-12,99

Таблица 1.4 - потребная и располагаемая тяги горизонтального полета на высоте

-

м/с

-

-

Н

Н, М

Н

Н

м/с

0,31

95,6

1,2

0,13

9,23

9511,61

0,44

16280

6768,38

7,37

0,4

123,2

0,722

0,052

13,89

6321,16

0,4

14800

8478,83

11,9

0,48

147,3

0,55

0,037

14,86

5906,51

0,39

14430

8523,49

14,3

0,5

154

0,462

0,032

14,44

6078,04

0,38

14060

7981,96

14,0

0,6

184,8

0,321

0,026

12,35

7111,31

0,36

13320

6208,69

13,07

0,7

215,6

0,236

0,023

10,25

8562,44

0,35

12950

4387,56

10,77

0,8

246,4

0,181

0,026

6,94

12642,32

0,33

12210

-432,32

-1,21

Таблица 1.5 - потребная и располагаемая тяги горизонтального полета на высоте

-

м/с

-

-

Н

Н, М

Н

Н

м/с

0,39

114,8

1,2

0,13

9,23

9511,61

0,32

11840

2328,39

3,04

0,4

118

1,137

0,11

10,33

8497,54

0,31

11470

2972,46

3,99

0,5

147,5

0,727

0,052

13,99

6276,59

0,3

11100

4823,40

8,10

0,6

177

0,55

0,037

14,86

5906,51

0,29

10730

4829,49

9,72

0,7

206,5

0,371

0,029

12,8

6860,80

0,28

10360

3499,2

8,23

0,8

236

0,284

0,029

9,8

8961,05

0,27

9990

1028,95

2,77

0,9

265,5

0,22

0,037

6,08

14469,97

0,27

9990

-4479,97

-13,55

Рисунок 1.1 - Диаграмма потребных и располагаемых тяг

По результатам расчета в координатах () строятся кривые потребных и располагаемых тяг для выбранных высот полета (рисунок 1.1).

В правых точках пересечения потребных и располагаемых тяг определяются значения максимальных скоростей . Далее определяются эксплуатационные ограничения скорости, обусловленные:

а) предельно допустимым значением угла атаки или (можно принять :

;

б) предельно допустимым скоростным напором , который обусловлен нормами прочности и может приниматься для неманевренных самолетов равным 13000 - 20000. Принимаю :

;

Результаты расчета заносятся в таблицу 1.6.

Таблица1.6 - Скорости установившегося горизонтального полета

0

62,523

67,816

96,33

272

171,43

2000

68,881

74,712

106,18

298,8

189,081

4000

76,403

82,8707

117,776

291,6

209,59

8000

95,5805

103,672

147,338

272,2

261,73

11000

114,838

124,56

177

265,5

314,561

Строится сводный график (рисунок 1.2). В итоге получается летный эксплуатационный диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета.

Рисунок 1.2 - Диапазон высот и скоростейустановившегося горизонтального полёта

1.3 Расчет скороподъемности

Для оценки скороподъемности самолета в квазиустановившемся режиме набора высоты рассчитываются располагаемые вертикальные скорости для заданных высот и скоростей полета по формуле

и строятся кривые для каждой из выбранных высот полета (рисунок 1.3).

Рисунок 1.3 - Диаграмма располагаемых вертикальных скоростей при установившемся наборе высоты

По графикам для каждой высоты определяются наибольшие значения вертикальных скоростей и соответствующих им скоростей набора высоты .

По результатам расчета строится график зависимости (рисунок 1.4).

Из рисунка 1.3 видно, что скорость изменяется с увеличением высоты полета и, следовательно, изменяется кинетическая энергия самолета. Учет влияния этого изменения на скороподъемность самолета производится введением поправочного коэффициента .

.

Для дозвуковых самолетов принимается программа набора высоты . Тогда приближенно

,

где - известные значения скорости набора на заданных высотах .

Имея значения , можно рассчитать барограмму подъема самолета . Весь диапазон высот (от нулевой до конечной ) разбивается на ряд интервалов и определяется время набора заданного интервала высоты

мин,

где ,; - среднее значение максимальной вертикальной скорости на заданном интервале , которое определяется следующим образом:

,

Время подъема на высоту

i.

Все результаты заносятся в таблицу 1.7.

Таблица1.7 - Расчет времени набора высоты

H, м

0

28,09

140

0

1,07389

27,669

1,2

2000

23,44

130

1,2

1,03358

22,539

1,48

4000

20,17

125

2,68

0,91945

15,848

4,2

8000

14,3

147

6,89

0,85602

10,284

4,86

11000

9,37

180

11,75

По результатам расчета строится график (рисунок 1.4).

Рисунок 1.4 - Максимальные вертикальные скорости и барограмма набора высоты

1.4 Взлетные и посадочные характеристики самолета

1.4.1 Расчет длины взлетной дистанции

Взлетная дистанция самолета состоит из двух участков: наземного - разбега до скорости отрыва и воздушного - разгона от скорости отрыва до безопасной скорости с набором безопасной высоты .

Для современных самолетов с трехопорным шасси разбег производится на трех колесах до скорости подъема передней стойки шасси, равной . Затем угол атаки увеличивается до значения, соответствующего , и при достижении скорости отрыва происходит плавный отрыв самолета от земли.

Скорость отрыва определяется следующим выражением:

Тяга при отрыве от земли приближенно равна для ТРДД ;

- статическая тяга на взлетном режиме.

;

.

Угол атаки при отрыве (град) выбирается из условия, чтобы при поднятой передней стойке шасси между хвостовой частью самолета и землей оставался безопасный зазор 0,2.0,4 м. Обычно составляет . Значение определяется по зависимости для взлетной конфигурации самолета.

Принимаю угол атаки , которому соответствует .

Для приближенных расчетов длина разбега определяется при среднем значении тангенциальной перегрузки, соответствующей средней скорости

и средней тяге :

Величина меньше для ТРДД приблизительно на 5%.

.

Аэродинамические коэффициенты определяются: по зависимости во взлетной конфигурации самолета для стояночного угла, который составляет обычно ; - по взлетной поляре.

Принимаю , , при.

Значение коэффициента f для бетонной ВВП равно 0,02.0,03, а для твердого грунта - 0,06. Принимаем f=0,02.

После отрыва самолет переводится в неустановившийся набор безопасной высоты: H2=10,7м. Безопасную скорость в конце участка набора можно принять равной .

Длина воздушного участка взлета

где - средняя величина тяги двигателей на воздушном участке, приближенно равная ;

среднее аэродинамическое качество примерно соответствует

Значит

Длина взлетной дистанции равна

.

1.4.2 Расчет длины посадочной дистанции

Посадочная дистанция, как и взлётная, состоит из двух участков: воздушного и наземного. Раздельный расчет этапов воздушного участка (снижения, выравнивая и выдерживания) целесообразен только при наличии надёжных исходных данных самолёта. В зависимости от способа совершения посадки длина отдельных этапов может сильно меняться, в то время как суммарная длина воздушного участка остаётся примерно одинаковой. К тому же на современных самолётах эти этапы посадки выполняются слитно, как единый манёвр. Поэтому целесообразно вести расчет энергетическим методом, базируясь на статистических данных.

Длина воздушного участка посадки:

,

где - условное среднее качество самолёта в посадочной конфигурации с работающим двигателем на воздушном участке,. Высота начала посадочного снижения принимается =15 м.

Посадочная скорость определяется по формуле

,

где - масса самолёта при посадке (в кг), которую приближенно можно принять:

.

Посадочный угол атаки приближенно можно принять равным, а значение снимается с кривой Cуа (???для посадочной конфигурации самолета.

Скорость снижения в начале посадочной дистанции должна быть не менее 1,3 минимальной скорости горизонтального полёта самолёта в посадочной конфигурации на нулевой высоте:

,

Где (определяем по зависимости для посадочной конфигурации).

м.

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

Для приближенных расчетов длина пробега определяется при среднем значении тангенциальной перегрузки, соответствующее средней скорости

где приведенный коэффициент трения (с учетом торможения колёс), . Принимаем .

Тяга на участке пробега соответствует либо режиму земного малого газа: , либо режиму реверса (если нет точных данных, то).

Принимаю H - режим земного малого газа;

H - режим реверса.

Аэродинамические коэффициенты , соответственно определяются для стояночного угла атаки по зависимости в посадочной конфигурации самолета и по посадочной поляре.

; .

Для режима земного малого газа

м.

Длина посадочной дистанции:

.

1.5 Расчет дальности и продолжительности полета самолета

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

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

.

Прежде всего, необходимо задать крейсерскую высоту и крейсерскую скорость полета.

Задаю и .

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

Набор крейсерской высоты может происходить на различных режимах полета в зависимости от поставленной цели полета.

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 .

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 :

;

.

.

Значит .

По заданной высоте крейсерского участка полета определяется дальность участка снижения:

Условное качество при снижении самолета с работающими двигателями принимается равным

Время снижения равно

где в км; скорость в м/с.

1.5.2 Расчет дальности и продолжительности полета на крейсерском участке

1.5.2.1 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.

кг.

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

Согласно заданию,

Расчет дальности и продолжительности полета производится по следующей схеме.

Для заданных высоте и скорости определяем:

;

- 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 ТРДД

Где , .

Средний километровый расход топлива

;

где в формуле в кг/км; в ; в Н; в км/ч.

Дальность и продолжительность полета определяются выражениями

;

.

Затем определяется полная дальность (в км) и полная продолжительность полета (в час)

.

.

2. Расчет характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета

2.1 Исходные данные, используемые для расчета моментных характеристик

2.1.1 Геометрические характеристики

Для расчета моментных характеристик необходимо иметь чертеж общего вида самолета в трех проекциях, с которого снимаем все необходимые геометрические размеры, в частности:

- площадь (омываемая) горизонтального оперения;

- плечо горизонтального оперения, которое приближенно можно определить как длину проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего точку, расположенную на ј средней аэродинамической хорды (САХ) крыла, с точкой, лежащей на ј САХ горизонтального оперения.

Длина САХ и ее положение для трапециевидного крыла с подфюзеляжной частью (рисунок 2.1) определяется как:

Определив положение САХ на полукрыле, сносим ее на базовую плоскость (плоскость симметрии) самолета.

В качестве исходных данных необходимо также иметь аэродинамические характеристики крыла и оперения для всего летного диапазона чисел М.

Для крыла профиль NACA 23012, для оперения - СР-7С-9.

В дальнейшем при записи все угловые размеры считаются заданными в радианах. Если углы даются в градусах, это отмечается значком "o" сверху, например: .

Рисунок 2.1 - Определение САХ крыла

2.1.2 Аэродинамические характеристики крыла и оперения

Для самолетов с крыльями "обычного” удлинения характеристики профиля эквивалентного крыла берем из атласа характеристик в функции числа М (4, приложение 2).

Для стреловидных крыльев характеристики берем для . Угол стреловидности берем по линии четвертей хорд.

Угол стреловидности крыла самолета Як-48 по ј хорде равен .

Значения профиля пересчитываем на конечное удлинение и стреловидность:

,

Угол атаки при нулевой подъемной силе пересчитываем в радианы.

Аналогичный пересчет делаем для производной . Результаты записываем в таблицы 2.1 для крыла и 2.2 для ГО, где в качестве аргумента берем ряд значений М, охватывающий летный диапазон.

Таблица 2.1 - Аэродинамические характеристики крыла

0,39

0,34

-1

-0,01745

0,225

6,4

4,81

0,006

0,4

0,35

-1

-0,01745

0,225

6,5

4,89

0,006

0,5

0,43

-1

-0,01745

0,22

6,77

5,09

0,0057

0,6

0,52

-1

-0,01745

0,215

7,08

5,32

0,005

0,7

0,61

-1

-0,01745

0,2

7,5

5,64

0,0051

0,8

0,69

-1

-0,01745

0, 196

7,9

5,94

0,0059

Таблица 2.2 - Аэродинамические характеристики горизонтального оперения

0,39

0,34

-1

-0,01745

0,225

3,84

3,84

0,006

0,4

0,35

-1

-0,01745

0,225

3,9

3,9

0,006

0,5

0,43

-1

-0,01745

0,22

4,13

4,13

0,0057

0,6

0,52

-1

-0,01745

0,215

4,41

4,41

0,005

0,7

0,61

-1

-0,01745

0,2

5,10

5,10

0,0051

0,8

0,69

-1

-0,01745

0, 196

6,32

6,32

0,0059

2.2 Расчет статических моментов тангажа

Коэффициент момента тангажа самолота в установившемся прямолинейном полете находим по следующей формуле:

.

где - коэффициент аэродинамического момента тангажа при нулевой подъемной силе и нейтральном положении стабилизатора и руля высоты - частная производная коэффициента момента тангажа по ; - координаты аэродинамического фокуса и центра масс самолета в долях САХ крыла; и - производные коэффициента момента тангажа по углам отклонения стабилизатора и руля; - коэффициент момента тангажа от тяги силовой установки.

Расчет производится для крейсерской высоты полета , средней полетной массы самолета и ряда чисел М, охватывающих весь летный диапазон.

2.2.1 Расчет фокуса самолета

Аэродинамический фокус по улу атакисамолета складывается из фокуса самолета без ГО и смещения фокуса от ГО:

,

где

Координата фокуса эквивалентного прямоугольного крыла берем из таблицы 2.1 Поравка на влияние стреловидности крыла

Смещение фокуса от влияния фюзеляжа определяем следующими выражениями. Влияние носовой части фюзеляжа

Здесь - длина фюзеляжа; - площадь прямоугольника, описанного около контура фюзеляжа в плане; - ширина фюзеляжа;

;

где - расстояние от носка фюзеляжа до точки, раположенной на 1/4 САХ крыла.

Поправка учитывает смещение центра давления консоли крыла в присутствии фюзеляжа (подфюзеляжная часть крыла не создаёт подъёмной силы) по сравнению с изолированным крылом:

,

где берётся из графика функции (4, рисунок 2.2) ;

.

Смещение фокуса от влияния гондол двигателей, расположенных на крыле:

Коэффициент торможения потока в области гондолы двигателя

,

Относительная величина статического момента площади гондолы двигателя

, где ; ,

тогда

Производная угла скоса потока от крыла в области оперения по углу атаки для крыльев обычных удлинений равна:

, где .

;

, где

; ,

где l - размах крыла; - превышение хорды гондолы двигателя над центральной хордой крыла.

Таким образом

.

Смещение фокуса от горизонтального оперения

.

Коэффициент торможения потока в области горизонтального оперения

,

,

где ; ,

тогда

Производная угла скоса потока от крыла в области оперения по углу атаки для крыльев обычных удлинений равна:

,

где .

;

,

где ; ,

где l - размах крыла; - превышение хорды горизонтального оперения над центральной хордой крыла.

Таким образом

.

Результаты расчёта заносятся в таблицу 2.3

Таблица 2.3 - Аэродинамический фокус самолета

М

0,39

114,838

0,225

0,083

-1,11

0,057

0,0169

0,2721

0,4348

0,707

0,4

118

0,225

0,083

-0,108

0,057

0,0164

0,2733

0,4318

0,7051

0,5

147,5

0,22

0,083

-0,104

0,057

0,0151

0,2714

0,4299

0,7012

0,6

177

0,215

0,083

-0,099

0,057

0,0138

0,2696

0,4276

0,6971

0,7

206,5

0,2

0,083

-0,094

0,057

0,0121

0,2585

0,4512

0,7096

0,8

236

0, 196

0,083

-0,089

0,057

0,0107

0,2578

0,5128

0,7706

2.2.2 Расчет производных управляющих моментов

Для самолётов с управляемым стабилизатором коэффициент эффективности горизонтального оперения .

Коэффициент эффективности руля высоты:

, где

Результаты расчёта заносим в таблицу 2.4

2.2.3 Расчет коэффициента в полетной конфигурации самолета

Коэффициент аэродинамического момента тангажа (при , , ) равен

.

Коэффициент момента тангажа самолёта без горизонтального оперения при Суа = 0 приближённо можно принять

.

Коэффициент Сmо берётся из характеристик профиля крыла (см. табл.2.1.), а приращение от влияния фюзеляжа:

,

где - угол атаки при нулевой подъёмной силе крыла (в рад.);

кр - угол установки крыла (между центральной хордой крыла и продольной осью самолёта);

кр =0,05;

.

Коэффициент момента тангажа горизонтального оперения (при ,)

,

где начальный угол скоса потока: для оперения, расположенного на фюзеляже

Тогда

Результаты расчёта заносим в таблицу 2.4.

2.2.4 Расчет коэффициента момента тангажа от тяги силовой установки

Момент от тяги возникает в случае, если вектор тяги проходит выше или ниже центра масс самолёта. В установившемся горизонтальном полёте:

,

где - плечо тяги относительно центра масс самолета;

значения берем из расчёта потребных тяг для выбранной высоты полёта.

Для двигателей ближе к фюзеляжу:

Результаты расчётов заносим в таблицу 2.4.

2.3 Диапазон допустимых центровок

Допускаемые в эксплуатации самолета центровки должны находится между предельной задней центровкой , определяемой требованиями статической устойчивости на всех режимах полёта, и предельной передней , определяемой требованиями управляемости.

2.3.1 Предельная задняя центровка

Предельная задняя центровка определяется из условия, чтобы степень продольной статической устойчивости по перегрузке на всех режимах полета была не менее заданной . Однако это требование с небольшой погрешностью можно заменить более простым (не зависящим от высоты полета) требованием минимального запаса центровки:

.

По результатам расчета построим зависимость . При некотором значении числа М, лежащем внутри лётного диапазона скоростей, можно определить самое переднее положение фокуса .

Тогда

.

Величина минимального запаса центровки определяется типом самолета. Для самолета Як-48 (самолёт с полётной массой до 100 тонн) . Задавая ориентировочно , получим

.

.

Результат расчета заносим в таблицу 2.4.

2.3.2 Предельная передняя центровка

Предельная передняя центровка определяется из условия достаточности органов управления для балансировки самолёта на режиме посадки с выпущенными механизацией и шасси.

Величина предельной передней центровки существенно зависит от угла установки стабилизатора . Выбор производится из условия равенства нулю коэффициента момента тангажа самолета при по выражению

.

Здесь все величины в правой части берутся для Н и М крейсерского режима полёта.

Предельная передняя центровка определяется из условия балансировки самолета при посадке:

Углы атаки и пределены ранее при расчёте посадочной дистанции. Коэффициент момента тангажа самолёта без горизонтального оперения с учётом отклонений механизации

, где

.

Приращение коэффициента подъёмной силы от механизации берётся из зависимостей Сya () для посадочной и полётной конфигураций самолета при :

.

Тогда

Величину приближённо можно принять равной

. Выбираем .

Угол отклонения руля высоты при посадке

,

где - предельно - конструктивное отклонение руля высоты вверх. Угол скоса потока с учётом влияния Земли и отклоненной механизации определяется выражением:

,

где - удлинение части крыла, обслуживаемой механизацией: - расстояние от закрылков до земли.

Расстояние от колес до земли принимается .

.

Допустимый диапазон центровок должен быть ограничен предельной передней и предельной задней центровками:

Полученное значение удовлетворяет требованиям, предъявляемым к допустимому диапазону центровок.

Рисунок 2.1 - К определению допустимого диапазона центровок.

2.4 Балансировка самолета в прямолинейном установившемся горизонтальном полете

2.4.1 Момент тангажа в установившемся горизонтальном полете при нейтральном положении органов управления

При не отклоненном руле высоты коэффициент момента тангажа самолета

.

Для выбранной высоты полета рассчитываются зависимости для дозвуковых самолетов и заносятся в таблицу 2.4.

По результатам расчета строится график зависимости .

Таблица 2.4 - Расчёт момента тангажа

М

0,39

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

114,8

118

147,5

177

206,5

236

1,2

1,14

0,73

0,55

0,37

0,28

0,13

0,11

0,052

0,035

0,029

0,029

-3,133

-3,184

-3,374

-3,598

-4,166

-5,163

-0,006

-0,006

-0,006

-0,007

-0,007

-0,006

0,086

0,087

0,093

0,099

0,114

0,142

0,08

0,081

0,086

0,092

0,107

0,135

0,707

0,705

0,701

0,697

0,71

0,771

-0, 19

-0,188

-0,184

-0,18

-0, 193

-0,25

-0,228

-0,214

-0,134

-0,099

-0,0715

-0,0721

-0,00708

-0,00708

0,00708

-0,00708

0,00708

-0,00708

0,022

0,022

0,024

0,025

0,029

0,037

-0,0668

-0,0565

-0,0267

-0,018

-0,0149

-0,0149

-0,109

-0,092

-0,026

0

0,0214

0,03

-0, 1927

-0,1665

-0,0506

0

0,0504

0,0851

-108,929

-92,545

-26,512

0

21,449

29,877

Рисунок 2.2 - График зависимости .

2.4.2 Балансировочная кривая по отклонениям огранов управления

Условием балансировки самолета в установившемся горизонтальном полёте является равенство нулю момента тангажа, действующего на самолёт (mz=0). Из этого условия определяются потребные для балансировки углы отклонения руля высоты .

, где .

Результаты расчетов заносятся в таблицу 2.4.

2.4.3 Балансировочная кривая по усилиям на рычагах управления тангажем

,

где коэффициент передачи усилий, обычно . Принимаем

Характеристика жёсткости загрузочного механизма выбирается исходя из получения приемлемых усилий.

Ориентировочные значения для штурвала 1500…3000 Н/м.

Принимаем

,.

Результаты расчётов заносятся в таблицу 2.4.

Рисунок 2.3 - Балансировочная кривая по углу отклонения руля высоты.

Рисунок 2.4 - Балансировочная кривая по усилиям на рычагах управления.

2.5 Основные требования, предъявляемые к показателям продольной устойчивости и управляемости

Допустимые значения некоторых основных показателей статической устойчивости и управляемости номинируются для самолётов соответствующего класса и назначения. Ниже приводятся требования к этим показателям.

1. Самолёт должен быть статически устойчивым по перегрузке и по скорости на всех режимах полёта.

2. Для сохранения запаса управляемости отклонение органа управления тангажем руля высоты при балансировке самолёта на любом расчётном режиме не должно превышать допустимого по конструктивным ограничениям: .

3. Усилия на рычагах управления не должны превышать 350 Н.

В данной работе все перечисленные требования выполнены.

Заключение

Был проведен расчёт лётных характеристик самолёта Як-48. В результате оказалось, что данный самолёт способен летать только на высотах до 11 км с числами М=0,38…0,8. Были построены диаграммы потребных и располагаемых тяг, рассчитана скороподъёмность самолёта. Определён диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полёта с учётом эксплуатационных ограничений. Время подъёма на высоту 11000м - 11,88 мин. При расчёте самолета получены следующие данные:

суммарная длина взлетной дистанции ;

суммарная длина посадочной дистанции ;

располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке ;

средний километровый расход топлива ;

продолжительность полета t =6,73 ч;

полная дальность полёта .

Полученный диапазон центровок удовлетворяет требование допустимого диапазона.

На самолете использован загрузочный механизм, усилие на рычагах управления не превышают 350 Н.

Полученные в результате расчетов летные характеристики сопоставим с характеристиками самолёта-прототипа Як-48. Потребная длина ВПП составляет 1500 м, для данной самолёте в курсовой нужна 842 м при взлёте и 855,3м при посадке, что входит в диапазоне допустимых значений. Полная дальность полета самолета Як-48 составляет 4800 км при полном запасе топлива. В курсовой работе получилось 4817. Максимальная высота полёта - 11600метров, а у самолета, исследуемого в курсовой работе, она составляет 12000 метров.

Список использованных источников

1. А.Ф. Бочкарев, В.Л. Балакин, В.М. Турапин. Расчет летных характеристик, продольной устойчивости и управляемости самолета: Учебное пособие СГАУ, 1999г.

2. Балакин В.Л., Баяндина Т.А. Расчет летных характеристик продольных устойчивости и управляемости дозвукового самолета: Учеб. пособие / Самар. гос. аэрокосм. ун-т. - Самара, 2004. - 64с.

3. СТП СГАУ 6.1.4-97. Общие требования к оформлению учебных текстовых документов: Методические указания. - Самара: СГАУ, 1997. - 19с.

Размещено на Allbest.ru

...

Подобные документы

  • Расчет аэродинамических характеристик самолета Ту-214

    Получение путем расчета аэродинамических характеристик самолета Ту-214 в диапазоне изменения высот и чисел Маха полета. Вычисление геометрических характеристик самолета. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения. Полетная докритическая поляра.

    курсовая работа [1,5 M], добавлен 15.02.2014

  • Проектирование крыла самолета из композиционных материалов

    Расчет основных элементов продольного, поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления, обеспечение их прочности и устойчивости. Точность размеров, силовое взаимодействие с элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам.

    курсовая работа [2,5 M], добавлен 13.05.2012

  • Модернизация привода тележки для подачи рулонов на агрегат продольной резки листового проката

    Анализ работы самоходной тележки для подачи рулонов на агрегат продольной резки. Кинематическая схема привода. Расчет вала приводного ската. Разработка узлов агрегата продольной резки. Технологический процесс изготовления детали "Звездочка-ведущая".

    дипломная работа [904,8 K], добавлен 20.03.2017

  • Разработка технологии обслуживания системы улучшения устойчивости и управляемости АН-124-100

    Анализ системы улучшения устойчивости СУУ-400. Разработка системы автоматической проверки. Требования к безопасности обслуживания перед началом работы. Технико-экономическое обоснование проекта. Расчет эксплуатационных расходов внедряемой технологии.

    дипломная работа [740,9 K], добавлен 18.01.2011

  • Конструкция авиационной техники Боинг-737-200

    Техническое описание самолета. Обоснование проектных параметров. Расчет взлетной массы. Компоновка и расчет геометрических параметров основных частей самолета. Коэффициент максимальной подъемной силы. Определение летно-эксплуатационных характеристик.

    курсовая работа [891,2 K], добавлен 27.06.2011

  • Проектирование пассажирского турбовинтового самолета

    Статистическое проектирование облика самолета. Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации, определение аэродинамических и технических характеристик. Разработка технологии изготовления детали самолета.

    дипломная работа [2,6 M], добавлен 21.11.2011

  • Автогрейдер ДЗ-122 с дополнительным оборудованием для профилировки откосов

    Назначение и основные параметры автогрейдера. Расчет основной, тяговой рам на прочность. Исчисление механизмов подъема, поворота, выдвижения и изменения угла резания отвала. Оценка производительности автогрейдера, его продольной и поперечной устойчивости.

    курсовая работа [10,6 M], добавлен 25.11.2010

  • Работа деталей трактора

    Определение сил, действующих на навесной плуг трактора. Расчет и анализ процесса перевода плуга из рабочего в транспортное положение гидросистемой тракторного насоса. Определение продольной устойчивости навесного агрегата при помощи коэффициента запаса.

    контрольная работа [62,8 K], добавлен 16.02.2011

  • Проектирование шлифовальных операций по обработке поверхностей деталей

    Шлифование с продольной подачей на внутришлифовальном станке, его полный цикл. Геометрия шлифовального круга, определение ее окружной скорости и продольной подачи. Основное время, эффективная мощность. Проектирование основных операций по шлифованию.

    контрольная работа [346,9 K], добавлен 14.06.2012

  • Лонжерон крыла из КМ самолета РСМ-25 "Robust"

    Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.

    дипломная работа [7,7 M], добавлен 16.03.2012

  • Узел компрессора ТРДД для пассажирского самолета

    Общие сведения о двигателе пассажирского самолета и описание конструкции его узлов. Расчет на прочность пера лопатки и диска рабочего колеса первой ступени компрессора высокого давления. Нагрузки, действующие на детали и запасы устойчивости конструкции.

    курсовая работа [1,8 M], добавлен 22.02.2012

  • Устойчивость систем автоматического управления

    Характеристика устойчивости системы стабилизации угла тангажа самолета, ее роль. Определение критического значения передаточного числа автопилота по углу тангажа, используя различные критериями устойчивости: Рауса-Гурвица, Михайлова и Найквиста.

    курсовая работа [643,3 K], добавлен 10.11.2010

  • Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24

    Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-высокоплана АН-24. Определение аэродинамических характеристик самолета. Подъемная сила и сила сопротивления, их распределение по поверхности. Механизмы возникновения подъемной силы и силы сопротивления.

    контрольная работа [1,2 M], добавлен 29.05.2013

  • Расчет основных характеристик газопровода на участке "Александровское-Раскино"

    Роль трубопроводного транспорта в системе нефтегазовой отрасли промышленности. Гидравлический расчет нефтепровода. Определение количества насосных станций и их размещение. Расчет толщины стенки нефтепровода. Проверка прочности и устойчивости трубопровода.

    курсовая работа [179,7 K], добавлен 29.08.2010

  • Расчет теплообменника для газотурбинной установки

    Теплообменные аппараты для газотурбинных установок, их применение в технике. Проект газоохладителя с продольной схемой движения теплоносителей. Конструкция трубного пучка, форма теплообменного аппарата; расчет основных теплофизических показателей.

    курсовая работа [1,8 M], добавлен 30.03.2011

  • Проектирование электрической схемы и выбор электрооборудования обрабатывающей установки

    Виды конфигураций металлообрабатывающих станков. Назначение, технические характеристики токарно-винторезного станка, основные элементы. Расчет мощности двигателя продольной подачи, выбор электропривода. Силовая схема станка. Ремонт и охрана труда.

    курсовая работа [427,0 K], добавлен 11.01.2012

  • Определение напряженно-деформированного состояния многозамкнутого тонкостенного подкреплённого стержня

    Определение физико-механических характеристик (ФМХ) конструкции: подкрепляющих элементов, стенок и обшивок. Расчет внутренних силовых факторов, геометрических и жесткостных характеристик сечения. Расчет устойчивости многозамкнутого тонкостенного стержня.

    курсовая работа [8,3 M], добавлен 27.05.2012

  • Модернизация агрегата продольной резки листового металла цеха АПР ЛПЦ-2

    Основные дефекты металла при резке и методы их устранения. Расчет и проектирование привода тянущего ролика. Проектировочный расчет зубчатых передач. Расчет шпонок и шлицевых соединений. Определение нагрузочных и скоростных параметров гидродвигателя.

    дипломная работа [1,1 M], добавлен 20.03.2017

  • Конструкторско-технологическая подготовка модернизации механизма натяжения стальной полосы агрегата продольной резки

    Проектирование привода механизма натяжения стальной полосы агрегата продольной резки. Разработка и описание кинематической схемы привода. Выбор насосной установки гидропривода, определение потерь давления в трубопроводах исполнительного гидродвигателя.

    дипломная работа [3,4 M], добавлен 09.11.2016

  • Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе анализа эксплуатации

    Описание и анализ надежности шасси самолета Ту-154. Конструктивные усовершенствования тормозного цилиндра и дисков колес, расчет энергоемкости тормоза. Механизмы технического сервиса и разработка передвижной установки обслуживания шасси самолета.

    дипломная работа [1,2 M], добавлен 15.08.2010

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.

© 2000 — 2023, ООО «Олбест» Все права защищены