Летно-технические характеристики грузового самолета Ил-62

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство транспорта РФ

Ульяновское Высшее Авиационное Училище

Гражданской Авиации (институт)

Кафедра ЛЭВС

Специальность ЛЭВС

Специализация ЛЭГВС

КУРСОВАЯ РАБОТА

По дисциплине “Аэродинамика и динамика полета”

Тема: Летно-технические характеристики грузового самолета Ил-62

Выполнил: курсант уч. гр.

Проверил: Зав. Кафедрой ЛЭВС,

Кандидат технических наук,

Профессор Коврижных Е.Н.

Ульяновск 2008 г.



Содержание

Раздел 1. Расчет летно-технических характеристик самолета при всех работающих двигателях

1. Введение

2. Исходные данные

3. Построение кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей

4. Определение диапазона горизонтальных скоростей полета

5. Определение вертикальной скорости набора

6. Определение характеристик взлета в стандартных условиях

7. Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

Раздел 2. Расчет летно-технических характеристик самолета при выполнении установившегося виража

1. Построение кривых потребных тяг на вираже

2. Определение границ виража

3. Определение радиуса и времени вираж

4. Потребная взлетная тяга

5. Список используемой литературы



Раздел 1. Расчет летно-технических характеристик самолета при всех работающих двигателях

§ 1. Введение

Пассажирский самолет Ил-62М представляет собой моноплан со стреловидным крылом и высокорасположенным стреловидным горизонтальным оперением. Пассажирская кабина состоит из 2 салонов, с разделенным буфетом. Каждый салон имеет входную дверь с левого борта фюзеляжа.

§ 2. Исходные данные

Самолет типа Ил-62

бє	0	2	4	6	8	12	16	18	20	22	24
Cy	-0,23	-0,03	0,17	0,37	0,57	0,87	1,02	1,07	1,09	1,26	1,27

М=0-0.9	Cу	0	0.1	0.2	0.4	0.6	0.8	1.0	1.2	1,27
М?0.55	Сх	0,017	0,017	0,019	0,025	0,038	0,054	0,076	0,114	0.155
М=0.7	Сх	0,019	0,019	0,020	0,028	0,044	0,073
М=0.8	Сх	0,023	0,024	0,026	0,037	0,059
М=0.9	Сх	0,042	0,042	0,046	0,064
M=0,93	Сх	0,07	0,071	0,075	0,096

S, м2	L, м	P0 взл. кН	P0 наи. кН	Мmax. доп.	qпред. Н/м^2	?доп.град	Gтоп
279.55	43.3	113	96	0.82	17000	30	0.3

mвзл. Т	nэmax.доп.	Hрасч. КМ	Hрасч. крена, м
130	1.95	0,3,6,11	1000

Построение полетных поляр.

Значение коэффициента подъемной силы Су определяются из условия равновесия подъемной силы Y и веса G в горизонтальном полете.

;

Коэффициент подъемной силы.



Таблица 1 для расчета поляр

Н, м	0	3000	6000	11000
с, кг/м3	1.225	0.9094	0.6062	0.3648
б, м/c	340.2	328.6	316.4	295.1
А=2G/сSб2	0.064	0.093	0.150	0.287
Cy	М?0,55	0.148	0.213	0.345	0.659
	M=0,7	0.131	0.190	0.307	0.586
	М=0,8	0.101	0.145	0.235	0.449
	М=0,9	0.079	0.115	0.186	0.335
	М=0,93	0.074	0.105	0.174	0.332

По результатам расчета и исходным данным построены полетные поляры и зависимость CY от угла атаки (Рис. 2 и 3)

§ 2. Построение кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей

Потребная тяга для горизонтального полета

Задаемся рядом значений СY, в том числе СYmax и CYнв..

По формуле

вычисляем значения Vгп, потребные для горизонтального полета при заданном Cy.

3. На построенных раннее полярах находим соответствующие значения CX для каждого значения потребного Сy и по этим значениям вычисляем K

4. Вычисляем тягу, потребную для горизонтального полета на заданной скорости

Данные вычисления проводятся для каждого выбранного значения высоты. Результаты расчетов записываются в следующие таблицы.

летный технический вираж двигатель

Тяга потребная. Н = 0м

Параметры	Cy max			Cy нв
V,м/с	77	83	97	111	125	139	153	167	181	194	208	222	236	250
V,км/ч	276	300	350	401	450	500	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,23	0,24	0,29	0,33	0,37	0,41	0,45	0,49	0,53	0,57	0,61	0,65	0,69	0,73
Cy	1,27	1,07	0,79	0,60	0,48	0,39	0,32	0,27	0,23	0,20	0,17	0,15	0,13	0,12
Cx	0,16	0,09	0,05	0,04	0,03	0,03	0,02	0,02	0,02	0,02	0,02	0,02	0,02	0,02
K	8,19	12,33	14,87	15,79	15,23	14,85	14,50	13,41	12,02	10,94	9,81	8,87	7,42	6,27
Pп	155647	103448	85777	80769	83739	85876	87924	95125	106057	116528	130053	143744	171819	203329

Тяга потребная. Н = 3000 м

Параметры	Cy max			Cy нв
V,м/с	89	97	111	129	139	153	170	181	194	208	222	236	250
V,км/ч	320	350	400	465	500	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,27	0,30	0,34	0,39	0,42	0,46	0,52	0,55	0,59	0,63	0,68	0,72	0,76
Cy	1,27	1,06	0,81	0,60	0,52	0,43	0,35	0,31	0,27	0,23	0,20	0,18	0,16
Cx	0,16	0,09	0,05	0,04	0,03	0,03	0,03	0,02	0,02	0,02	0,02	0,02	0,02
K	8,19	12,49	15,05	15,79	15,30	14,82	13,89	13,38	12,64	12,17	10,69	8,78	6,98
Pп	155647	102126	84741	80769	83368	86040	91838	95309	100924	104823	119265	145268	182723

Тяга потребная. Н = 6000 м

Параметры	Cy max			Cy нв
V,м/с	109	125	139	158	167	181	194	208	222	236	250
V,км/ч	392	450	500	570	600	650	700	750	800	850	900
M	0,34	0,40	0,44	0,50	0,53	0,57	0,61	0,66	0,70	0,75	0,79
Cy	1,27	0,96	0,78	0,60	0,54	0,46	0,40	0,35	0,30	0,27	0,24
Cx	0,16	0,07	0,05	0,04	0,04	0,03	0,03	0,03	0,02	0,03	0,03
K	8,19	13,57	15,00	15,79	15,48	14,89	14,22	13,34	12,70	10,80	8,92
Pп	155647	93999	84993	80769	82378	85631	89700	95617	100423	118091	142985

Тяга потребная. Н = 11000 м

Параметры	Cy max
V,м/с	140		153	167	181	194	204	222	236	250
V,км/ч	504		550	600	650	700	735	800	850	900
M	0,48		0,52	0,56	0,61	0,66	0,69	0,75	0,80	0,85
Cy	1,27		1,07	0,90	0,77	0,66	0,60	0,51	0,45	0,40
Cx	0,16		0,09	0,06	0,05	0,04	0,04	0,04	0,04	0,04
K	8,19		12,32	14,07	15,04	15,38	15,79	14,47	10,94	9,09
Pп	155647		103544	90649	84777	82898	80769	88131	116547	140222

По результатам расчета таблиц построим потребные и располагаемые тяги горизонтального полета (Рис. 4)

5. По кривым потребных и располагаемых горизонтального полета тяг определяем на выбранных высотах характерные скорости, а также избыток тяги ДP

Влияние высоты полета на тягу.

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	ДP
Н=0	276	401	910	230
Н=3000	320	465	875	175
Н=6000	392	570	830	90

6. Построим потребные тяги для разных полетных масс самолета. При выполнении полета на современном транспортном самолете полетная масса значительно уменьшается вследствие выработки топлива

,

а сила тяги

Зависимость кривых потребных тяг от массы.

Н=0

Параметры	Vсв	Vнв	Pнв	Vmax
m=130 т	276	401	230	908
m=120 т	267	397	241	920
m=110 т	258	376	254	932

По результатам расчета таблицы на строим кривые влияния изменения массы самолета на летные характеристики (Рис. 5).

Значения ДP определяются по построенным кривым потребных тяг с учетом влияния выработки топлива и записывается в таблицу.

§ 3. Определение диапазона горизонтальных скоростей полета

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

- максимальную Vmax

- сваливания Vсв

- наивыгоднейшую Vнв

На объединенном графике (Рис 6) покажем их изменение в зависимости от высоты полета вплоть до теоретического потолка.

На графике также покажем ограничения скорости полета по скоростному напору qmax и по предельному числу М полета



(по q)

(по M)

§ 4. Определение вертикальной скорости набора

Вертикальная скорость самолета равна:

Для нахождения наибольшей (на данной высоте) вертикальной скорости Vymax необходимо определить наибольший запас мощности (PV)max.

Для каждой высоты найдем P, для нескольких V и найдем PV.

Параметры	H=0
V	300	400	500	700
P, H	230000	235000	205000	140000
PV ,Н	69000000	94000000	102500000	98000000
Параметры	H=3000
V	350	450	650	800
P, H	165000	170000	120000	60000
PV,Н	57750000	76500000	78000000	48000000
Параметры	H=6000
V	450	550	700	800
P, H	95000	90000	65000	20000
PV,Н	42750000	49500000	45500000	16000000

По этим данным строим вспомогательные кривые ДPV=f(V) (Рис.7), затем по ним определяем (ДPV)max и по формуле



Определяем VYmax, после чего строим кривую VYmax=f(H) (Рис 8), по которому определяем теоретический и практический потолки самолета.

На объединенном графике зависимости скоростей от высоты (Рис 6), покажем значение практического потолка.

Vy(0)=22, Vy(4000)=18, Vy(7000)=11

§ 5. Определение характеристик взлета в стандартных условиях

а) Скорость отрыва:

,

где СYmax - для взлетной конфигурации

СYmax определяем по графику в начальных условиях в методическом пособии

Vотр= 261км/ч

б) Длина разбега:

,

где

Lр = 911 м

в)

;V10= 272 км/ч

, где и

P - тяга в момент отрыва

,

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

Lрн = 245 м

Длина взлетной дистанции определяется по формуле

Lвзл = Lр+Lрн = 1156 м

§ 6. Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

mпос.=mвзл.-0,8 mT

mT=45,5 т

mпос=93,6 т

а) Величина посадочной скорости определяется по формуле

,

где СYmax - максимальное значение СY для посадочной конфигурации

Vпос= 281 км/ч

б) Длина пробега может определена по формуле



,

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

Lпр = 1497 м

в)Длина участка выравнивания и выдерживания

; h=10 м, Кср=9

Vнвыр=1.3*VminT= 1.3*26=293км/ч

Lвв=281м

г) Длину предпосадочного снижения определяем по формуле

, где

Lву=Lсн+Lвв=424 м

Lпос=Lву+Lпр=1921 м



Раздел 2. Расчет летно-технических характеристик самолета при выполнении установившегося виража

§ 1. Построение кривых потребных тяг на вираже

Используя следующие соотношения между скоростью и тягой на вираже и в горизонтальном полете

; ; ;

; ,

Где V, P - скорость и потребная тяга в горизонтальном полете;

VВ PВ - аналогичные параметры на вираже.

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

Характеристика виража.

Углы крена	Cosy	ny	Pв н	Vв нв	rв	tв
0	1	1	77049,38	494,6051	0	0
15	0,965926	1,035276	79767,38	503,2534	7434,417	333,8964
30	0,866025	1,154701	88968,95	531,4878	3848,337	163,6558
45	0,707107	1,414214	108964,3	588,1879	2721,185	104,5667
58	0,53	1,9	146393,8	679,3923	2268,593	75,47226

Построим кривые потребных на вираже и изменение минимальной потребной тяги в зависимости от угла крена (Рис. 9)



§ 2. Определение границ виража

После построения кривых потребных и располагаемых тяг на вираже на графике нанесем:

1. Границу виража по Судоп.

2. Ограничение по скоростному напору на данной высоте.

Этим самым мы определим на графике область допустимых виражей самолета.

§ 3. Определение радиуса и времени виража

Минимальный радиус и время виража на Н=1000 м получаются при развороте с креном 45 и предельной перегрузкой 1.4, составляют 2721 м за 104 с.

Практический потолок……………………………….8500 м

Посадочная скорость…………………………………282 км/ч

Длина пробега…………………………………………1497 м

Посадочная дистанция………………………………. 1921 м

Скорость отрыва………………………………………261 км/ч

Длина разбега………………………………………… 910 м

Минимальный радиус виража на высоте 1000м…… 2721 м

Время виража…………………………………………104 с



Список используемой литературы

1. Бехтир В. П., Ржевский В. М., Стариков Ю. Н. Аэродинамика и динамика полета (методические указания для выполнения курсовой работы); Ульяновск: УВАУ ГА, 1993 г.

Размещено на Allbest.ru

...