Динамика полетов

Размещено на http://www.allbest.ru/

ФГБОУ ВО Уфимский государственный авиационный технический университет

Кафедра авиационных двигателей

Выполнение задания на расчетно-графическую работу

По Динамике полетов

Студент Мбанги Г.М

Консультант Абдуллин Б.Р

Уфа 2018



Оглавление

скорость самолет полетный высота

Исходные данные

1. Расчет основных ЛТХ самолета

1.1 Определение полётной массы самолёта

1.2 Расчёт и построение полётных поляр

1.3 Расчёт и построение кривых потребных тяг Жуковского

1.4 Расчёт и построение кривых располагаемых тяг

1.5 Определение характерных скоростей горизонтального полёта методом тяг и построение диаграммы диапазона скоростей

1.6 Определение максимальной вертикальной скорости, скорости набора высоты и потолка самолёта

1.7 Расчёт и построение барограммы набора высоты самолётом

1.8 Расчёт и построение поляры скоростей планирования самолёта

Таблица Основных ЛТХ самолёта

Список литературы

Приложение А



Исходные данные

Таблица 1

1	Расчётная крейсерская скорость,	850 км/ч
2	Расчётная высота полёта,	11000 м
3	Взлётная масса,	211000кг
4	Площадь крыла,	306,3
5	Тип двигателя(с указанием степени двухконтурности для ТРДД),m	6
6	Количество двигателей статическая тяга одного двигателя,	2200000
7	Статический удельный расход топлива,	0,038
8	Вариант АХ	03

Полётная конфигурация самолёта для АХ-3

б0	-1	0	2	4	6	8	10	14	16	18	20
	0	0,045	0,16	0,275	0,3875	0,5	0,6275	0,85	0,9625	1,072	1,19

Таблица 2

б0	22	24	26,5
	1,3	1,375	1,45

Таблица 3

М=0+0,85		0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,24
М0,65		0.02200	0.02210	0.0250	0.0350	0.0505	0.0740	0.1050	0.1450	0.1540
М=0.75		0.02210	0.02215	0.0251	0.0365	0.0615	0.0935	0,1320	0,1790	0,1900
М=0,8		0.02215	0.02250	0.0255	0.0385	0.0640	0,0975	0,1440	0,1975	0,2091
М=0,85		0,02216	0,0223	0,0270	0,0415	0,0670	0,1035	0,1550	0,2170	0,2340

М=0+0,85		1,27	1,3	1,45
М0,65		0,1620	0,1700	0,2280
М=0.75		0,1970	0,2075	-
М=0,8		0,2200	-	-
М=0,85		-	-	-



1. Расчет основных ЛТХ самолета

1.1 Определение полётной массы самолёта

Расчёт основных лётно-технических характеристик (ЛТХ) самолёта производим для средней полётной массы

где - взлётная масса (кг), указанная в задании;

- полный запас топлива (кг).

Приближённо величину полного запаса топлива можно принять:

,

где А = 0,3…0,5 для самолётов с ТРД, ТРДД.

= 211000 кг;

0,4·211000 = 84400 кг;

211000 - 0,5·84400 = 168800 кг.

Вес (сила тяжести) самолёта определяем по его средней полётной массе:

(Н),

где g = 9,81 м/; в кг

168800·9,81 = 1655928 Н.



1.2 Расчёт и построение полётных поляр

Полётные поляры (поляры режимов горизонтального полёта) рассчитываем для пяти высот полёта (Н = 0, 3, 6, 9, 12 км.) в следующей последовательности:

- для каждой высоты полёта по таблицам международной стандартной атмосферы (приложение) определяем давление окружающей среды , (Па), и величину потребного коэффициента подъёмной силы определяем по формуле:

,

где S - площадь крыла самолёта ()

М - число М полёта.

Принимаются числа М полёта, при которых для полётной конфигурации самолёта задана в табличном виде зависимость

,

- для каждой высоты полёта точки, соответствующие полученным значениям , отмечаем на каждой зависимости, соединяя их плавной кривой. Получаем поляры режима горизонтально установившегося полёта для фиксированных высот и массы самолёта при различных значениях М полёта.

На рисунке 1.2.1 представлены зависимости .



Рисунок 1.2.1 Зависимость

Таблица 1.2.1

Зависимость коэффициента подъемной силы самолета от давления окружающей среды и числа полета

Величина	Полученные данные
Высота Н, км	0	3	6	9	12
ДавлениеР,Па	101325	70125	47213	30791	19391
	Значения
0,25	1,21955		-		-
0,3	0,84691	1,223717			-
0,4	0,47639	0,688341	1,022385		-
0,5	0,30489	0,440538	0,654326	1,003304
0,6	0,21173	0,305929	0,454393	0,669673	1,14132
0,65	0,18041	0,260673	0,387175	0,593671	0,94269
0,75	0,13551	0,195795	0,290811	0,445913	0,70807
0,8	0,1191	0,172085	0,255596	0,391915	0,62232
0,85	0,1055	0,152435	0,226410	0,347164	0,55126



Таблица 1.2.2

Зависимость коэффициента лобового сопротивления самолета от давления окружающей среды и числа полета

Величина	Полученные данные
Высота Н, км	0	3	6	9	12
ДавлениеР,Па	101325	70125	47213	30791	19391
	Значения
0,25	0,14953
0,3	0,08069	0,150530
0,4	0,04011	0,059790	0,109358
0,5	0,02974	0,037617	0,056003	0,10598
0,6	0,02549	0,029790	0,038558	0,696739	0,1251
0,65	0,0234	0,027609	0,034248	0,5936711	0,09567
0,75	0,02294	0,024466	0,028855	0,445913	0,07773
0,8	0,0228	0,024339	0,028187	0,3919157	0,06653
0,85	0,02293	0,024723	0,028609	0,3471641	0,05913

На рисунках А.1-А.5 приложения A представлены поляры режима горизонтального установившегося полета.

1.3 Расчёт и построение кривых потребных тяг Жуковского

Расчёт свойств самолёта с ТРДД производим методом тяг.

Кривые потребных тяг рассчитываем для следующих высот: Н = 0; 3; 6; 9; 12 км.

Порядок расчёта:

- на принятой высоте, задаёмся рядом значений коэффициента подъёмной силы, (начиная и включая ;

- при принятых значениях по соответствующей полётной поляре снимаем соответствующие им значения коэффициента лобового сопротивления;

- определяем аэродинамическое качество

K = ;

-подсчитываем потребную тягу

;

-определяем скорость, потребную для горизонтального полёта на каждой принятой высоте и при каждом принятом значении коэффициента

м/с)

Где с - плотность воздуха (кг/),S - площадь крыла ().

Таблица 1.3.1

Зависимость плотности воздуха от высоты

Н, км	0	3	6	9	11,5
с, кг/см2	1,225	0,90941	0,66022	0,46712	0,33728

Расчётные данные сводим в таблицы 1.3.2- 1.3.7.

Таблица 1.3.2

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 0 км

Cya	Cxa	K	Pп, Н	V, км/ч
0,1055	0,02293	4,60155	359863,4	1389,39
0,1	0,0225	4,44444	372583,8	1385,98
0,2	0,025	8	206991	980,038
0,3	0,029	10,3448	160073	800,197
0,4	0,0355	11,2676	146963,6	692,991
0,5	0,042	11,9048	139098	619,83
0,6	0,051	11,7647	140753,9	565,825
0,7	0,062	11,2903	146667,9	523,852
0,8	0,075	10,6667	155243,3	490,019
0,9	0,089	10,1124	163752,9	461,994
1,21955	0,14953	8,15597	203032,6	396,879

Таблица 1.3.3

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 3 км

Cya	Cxa	K	Pп, Н	V, км/ч
0,15244	0,02348	6,16552	268579	1302,88
0,2	0,025	8	206991	1137,45
0,3	0,031	9,67742	171112,6	928,726
0,4	0,035	11,4286	144893,7	804,3
0,5	0,042	11,9048	139098	719,388
0,6	0,052	11,5385	143513,8	656,709
0,7	0,062	11,2903	146667,9	607,994
0,8	0,074	10,8108	153173,3	568,726
0,9	0,088	10,2273	161913	536,2
1	0,106	9,43396	175528,4	508,684
1,1	0,128	8,59375	192689,8	485,011
1,22372	0,15	8,15813	202978,8	459,841

Таблица 1.3.4

Значения потребных тяг в зависимости от скорости полета на высоте Н = 6 км

Cya	Сха	К	Рп, Н	V, м/с	V, км/ч
0.226411	0.028609	7.91385	209244.29	348.522231	1254.68
0.3	0.0295	10.16949	162832.92	302.7738339	1089.986
0.4	0.035	11.42857	144893.7	262.2098318	943.9554
0.5	0.042	11.90476	139097.95	234.5276033	844.2994
0.6	0.05	12	137994	214.0934311	770.7364
0.7	0.062	11.29032	146667.91	198.2120018	713.5632
0.8	0.077	10.38961	159383.07	185.4103501	667.4773
0.9	0.092	9.782609	169272.64	174.8065545	629.3036
1	0.106	9.433962	175528.37	165.8360587	597.0098
1.022386	0.109358	9.34895	177124.49	164.0104616	590.4377

Таблица 1.3.5

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 9 км

Cya	Cxa	K	Рп	V, КМ/C	V, KM/Ч
0.347164	0.037102	9.356953	176972.99	281.456695	1013.244
0.4	0.0382	10.4712	158141.12	262.2098318	943.9554
0.5	0.044	11.36364	145721.66	234.5276033	844.2994
0.6	0.0495	12.12121	136614.06	214.0934311	770.7364
0.7	0.056	12.5	132474.24	198.2120018	713.5632
0.8	0.068	11.76471	140753.88	185.4103501	667.4773
0.9	0.084	10.71429	154553.28	174.8065545	629.3036
1	0.104	9.615385	172216.51	165.8360587	597.0098
1.0033	0.105	9.555238	173300.55	165.5631045	596.0272

Таблица 1.3.6

Значения потребных тяг в зависимости от скорости горизонтального полета на высоте Н = 12 км

Cya	Cxa	K	Рп	V,км/c	V,км/ч
0.551262	0.05913	9.322877	177619.85	223.3571143	804.0856
0.7	0.076	9.210526	179786.47	198.2120018	713.5632
0.8	0.084	9.52381	173872.44	185.4103501	667.4773
0.9	0.091	9.89011	167432.72	174.8065545	629.3036
1	0.104	9.615385	172216.51	165.8360587	597.0098
1.1	0.124	8.870968	186668.25	158.1184779	569.2265
1.10635	0.125	8.8508	187093.6	157.6640569	567.5906

Графики потребных тяг приведены совместно с графиками располагаемых тяг на рисунках А.6 - А.10.

1.4 Расчёт и построение кривых располагаемых тяг

Располагаемая тяга самолета со струйным движителями равна:

где i- число двигателей;

статическая тяга одного двигателя;

относительная тяга ТРД в эксплуатационном диапазоне (при , ), которая определяется по типовой высотно-скоростной характеристике двигателя с заданной степени двухконтурности двигателя (m=6)

Кривые располагаемых тяг рассчитываем для тех же высот, для которых рассчитывали кривые потребных тяг, т.е. для Н = 0; 3; 6; 9; 12 км. В следующей последовательности:

- на принятых высотах задаёмся рядом скоростей и на каждой принятой высоте и скорости по соответствующей типовой характеристике ТРД определяем относительную тягу;

- подсчитываем располагаемую тягу силовой установки самолета для принятых высот и скоростей полета;

- строим кривые располагаемых тяг на том же рисунке, на котором построены кривые потребных тяг .

Результаты расчета располагаемых тяг сводим в таблицу 1.4.



Таблица 1.4

Значения тяг в зависимости от скорости горизонтального полета и высоты полета

V, км/ч	0	200	400	600	800	1000	1200
H=0 км	P	1	0,82	0,7	0,6	0,545	0,489
	PР, H	400000	328000	280000	240000	218000	195600
H=3км	P	0,81	0,675	0,58	0,518	0,47	0,435
	PР, H	324000	270000	232000	207200	188000	174000
H=6км	P		0,53	0,475	0,43	0,39	0,37	0,35
	PР, H		212000	190000	172000	156000	148000	140000
H=9км	P		0,42	0,38	0,35	0,32	0,3
	PР, H		168000	152000	138000	128000	120000
Н=12км	P		0,3	0,262	0,243	0,23	0,22
	PР, H		120000	104800	97200	92000	88000

Графики располагаемых тяг приведены совместно с графиками потребных тяг Жуковского на рисунках А.6-А.10.

1.5 Определение характерных скоростей горизонтального полёта методом тяг и построение диаграммы диапазона скоростей

Кривые тяг Жуковского позволяют определить графическим методом следующие характерные скорости горизонтального установившегося полета для каждой высоты:

- теоретическую минимальную;

- наивыгоднейшую;

-крейсерскую;

- максимальную;

- практическую минимальную (скорость горизонтального полета, которая разделяет I иII режимы полета).

определяем как скорость, при которой отношение тяг является наименьшим. Для ее определения необходимо:

- в диапазоне 150 - 200 км/ч с интервалом 20 - 50 км/ч задаться 5 - 10 значениями скоростей;

-на каждой принятой скорости просчитаем значения потребной и располагаемой тяг;

-вычисляем отношение на всех принятых скоростях;

-по данным расчёта на каждой высоте построим кривую ;

- по минимуму кривой определяем .

Результаты расчета на принятых высотах сводим в таблицы 1.5.1 1.5.6

Таблица 1.5.1

Данные для вычисления практической минимальной скоростина высоте H=0

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pп/Рр
396,87	110,24	203032,6	282000	0,719974
450	125	170000	268000	0,63433
500	138,89	151500	258000	0,58721
550	152,78	142000	249600	0,56891
600	166,67	140000	240000	0,58333
650	180,56	142000	232000	0,612068

Таблица 1.5.2

Данные для вычисления практической минимальной скорости на высоте H=3км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pп/Рр
459	127,5	202978	222000	0,914315
500	138,89	182000	218000	0,83468
550	152,78	158000	212000	0,74528
600	166,67	146000	207200	0,704633
650	180,56	145000	203000	0,714285
700	194,44	140000	196000	0,714285



Таблица 1.5.3

Данные для вычисления практической минимальной скорости на высоте H=6 км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pп/Рр
590	163,89	177124	172000	1,029791
650	180,56	164000	167000	0,98204
700	194,44	150000	164000	0,91463
750	208,33	140000	160000	0,875
800	222,22	138000	156000	0,8846154
850	236,11	140000	153500	0,912052

Таблица 1.5.4

Данные для вычисления практической минимальной скорости на высоте H=9 км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pп/Рр
596	165,56	173300	140400	1,23433
650	180,56	146000	136000	1,07353
700	194,44	134000	134000	1
750	208,33	134000	130000	1,030769
800	222,22	140000	128000	1,09375
850	236,11	146000	126000	1,158730

Таблица 1.5.5

Данные для вычисления практической минимальной скоростной высоте H= 12 км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pп/Рр
567	157,5	187093	98000	1,909112
600	166,67	170500	97200	1,75412
650	180,556	170000	95000	1,78947
700	194,44	179500	94000	1,909574
750	208,33	180000	93000	1,9354839
800	222,22	179000	91000	1,967032

Кривые изображены на рисунках A.11 - A.15.

Значения всех характерных скоростей для всех принятых высот сводим в таблицу 1.5.6.

Таблица 1.5.6

Характерные скорости установившегося горизонтального полета

H, км	0	3	6	9
Vтmin, км/ч	3965	459	590	715
Vнаив, км/ч	600	700	800	715
Vкр, км/ч	850	820	980	715
Vmax, км/ч	970	960	1000	715
Vпрmin, км/ч	550	600	750	715

Графики характерных скоростей представлены на рисунке A.16.

1.6 Определение максимальной вертикальной скорости, скорости набора высоты и потолка самолёта

Максимальную вертикальную скорость определяем для установившегося ( =const) набора высоты. При этом допущении расчёт и сводится к определению и скорости при ней в следующей последовательности:

-по кривым тяг Жуковского в зоне наибольшего избытка тяги на каждой принятой высоте задаёмся 4 - 5 значениями скоростей;

- на каждой скорости определяем по кривым значения располагаемой и потребной тяг;

-вычисляем на каждой скорости избыток тяги

P_изб = P_Р - Р_П, (H);

-определяется избыток мощности

, (Вт);

-cтроим на каждой принятой высоте кривую избытка мощности

-по максимуму кривых определяем и ;

-вычисляем максимальную вертикальную скорость на каждой принятой высоте по формуле

, (м/с).

Результаты расчёта приведены в таблицах 1.6.1 -1.6.5.

Таблица 1.6.1

Данные для построения кривых избыточной мощности на высоте H=0 км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pизб, Н	Nизб,МВТ
396,87	110,24	203032,6	282000	78967,41	8,705
450	125	170000	268000	98000	12
500	138,89	151500	258000	106500	15
550	152,78	142000	249600	107600	16,43
600	166,67	140000	240000	100000	16,66
650	180,56	142000	232000	90000	16,25

Таблица 1.6.2

Данные для построения кривых избыточной мощности на высоте H=3 км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pизб,Н	Nизб,МВТ
459	127,5	202978	222000	19022	2,425
500	138,89	182000	218000	36000	5
550	152,78	158000	212000	54000	8,25
600	166,67	146000	207200	61200	10,2
650	180,56	145000	203000	58000	10,5
700	194,44	140000	196000	56000	10,9



Таблица 1.6.3

Данные для построения кривых избыточной мощности на высоте H= 6 км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pизб,Н	Nизб,МВТ
590	163,89	177124	172000	-5124	-0,839767
650	180,56	164000	167000	3000	0,541667
700	194,44	150000	164000	14000	2,72
750	208,33	140000	160000	20000	4,17
800	222,22	138000	156000	18000	4
850	236,11	140000	153500	13500	3,19

Таблица 1.6.4

Данные для построения кривых избыточной мощности на высоте H= 9 км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pизб,Н	Nизб,МВТ
596	165,56	173300	140400	-32900	-5,45
650	180,56	146000	136000	-10000	-1,8
700	194,44	134000	134000	0	0
750	208,33	134000	130000	-4000	-0,83
800	222,22	140000	128000	-12000	-2,67
850	236,11	146000	126000	-20000	-4,72

Таблица 1.6.5

Данные для построения кривых избыточной мощности на высоте H=12 км

V, км/ч	V, м/с	Pп, Н	Pp, Н	Pизб,Н	Nизб,МВТ
567	157,5	187093	98000	-89093	-14
600	166,67	170500	97200	-73300	-12
650	180,556	170000	95000	-75000	-14
700	194,44	179500	94000	-85500	-16,62
750	208,33	180000	93000	-87000	-18,13
800	222,22	179000	91000	-88000	-19,56

Кривые избыточной мощности приведены на рисунках A.17. - A.20.

Кривые изменения , по высоте полета представлены на рисунках A.21 и A.22.

По кривой определяем теоретический и практический потолки самолета:

1.7 Расчёт и построение барограммы набора высоты самолётом

Барограммой набора высоты называется графическая зависимость высоты от времени набора.

Зная вертикальные скорости при наборе высоты можно найти время для набора самолетом заданной высоты полета

.

Определение интеграла выполняем приближённым численным методом в следующей последовательности:

- используя график , строим зависимость

в диапазоне высот H=0…;

- делим диапазон высот от H до на ряд участков так, чтобы интервал ?H соответствовал условию, что подынтегральная функция изменялась на выбранном интервале не более чем в 1,5 раза;

- определяем среднее значение подынтегральной функции в каждом выбранном диапазоне

- вычисляем время набора каждого выбранного интервала высот

- последовательным суммированием времени набора высоты всех предыдущих участков определяем время набора практического потолка

Результаты расчётов сводятся в таблицы 1.7.1 и 1.7.2.

Таблица 1.7.1

Данные для построения зависимости

H, км	0	2	3	4	5	6
1/V*ymax,с/м	0,09936	0,12987	0,152075	0,188679	0,2702	0,397423109
6,4	7	7,5	7,9	8,2	8,3
0,4761905	0,64516	0,90909	1,25	1,66667	2

Кривая представлена на рисунке A.23.

Таблица 1.7.2

Данные для построения барограммы подъёма самолёта

H,М	1/Vymax,Км	ДH, М	(1/Vymax)ср, с/м	Дtнаб,мин	tнаб,мин
0	0.099355678	0	0	0	0
2000	0.12987013	2000	0.114612904	3.82043	3.82043
3000	0.152075064	1000	0.140972597	2.349543	6.169973
4000	0.188679245	1000	0.170377155	2.839619	9.009593
5000	0.27027027	1000	0.229474758	3.824579	12.83417
6000	0.397423109	1000	0.333846689	5.564111	18.39828
6400	0.476190476	400	0.436806792	2.912045	21.31033
7000	0.64516129	600	0.560675883	5.606759	26.91709
7500	0.909090909	500	0.7771261	6.476051	33.39314
7900	1.25	400	1.079545455	7.19697	40.59011
8200	1.666666667	300	1.458333333	7.291667	47.88177
8500	2	300	1.833333333	9.166667	57.04844

Барограмма подъёма самолёта представлена на рисунке A.24.

1.8 Расчёт и построение поляры скоростей планирования самолёта

Расчёт проводится по средней высоте полёта

H_ср = H_p / 2 = 11000/ 2 = 5500 м.

При посадочной массе самолёта и сводится к расчёту и построению поляры скоростей планирования и наибольшей дальности планирования, наибольшей продолжительности планирования.

Посадочная масса самолёта:

m_пос= m_пл =m₀ - 0,9*m_т= 211000 - 0,9 * 0,3*211000 = 154030 кг.

Необходимую для расчёта поляру планирования принять совпадающей с полярой самолёта при .

Расчёт проводится в следующей последовательности:

-задаёмся рядом значений коэффициента подъёмной силы с интервалом 0,1…0,2 в диапазоне от до ;

-по поляре планирования по принятым значениям определяем соответствующие им значения коэффициента лобового сопротивления самолёта ;

- вычисляем при каждом принятом значении аэродинамическое качество K

- определяем тангенс угла планирования угол планирования ;

- определяем скорость планирования

- находим горизонтальную и вертикальную составляющие скорости планирования

- по полученным значениям скоростей и строим поляру скоростей планирования;

- делаем разметку углов атаки на поляре скоростей планирования;

- путём проведения касательной из начала координат к поляре скоростей планирования определяем режимы наибольшей дальности планирования и наибольшего времени планирования;

- расчёты сводим в таблицу 1.8.



Таблица 1.8

Итоговая таблица для построения поляры скоростей планирования

Сya	Сxa	К	tgИпл	Ипл	Vпл, М/С	Vx,М/С	Vy, М/с
0	0.022	0	-	-	-	-	-
0.1	0.0221	4.524886878	0.221	12.46203	371.654	362.8975	80.20035
0.2	0.025	8	0.125	7.125	264.9219	262.8761	32.85952
0.4	0.035	11.42857143	0.0875	5.000633	187.6973	186.9829	16.361
0.6	0.0505	11.88118812	0.08416667	4.811044	153.276	152.736	12.85528
0.8	0.074	10.81081081	0.0925	5.284809	132.6924	132.1284	12.22188
1	0.105	9.523809524	0.105	5.994079	118.6112	117.9627	12.38609
1.2	0.145	8.275862069	0.12083333	6.889821	108.1812	107.4	12.9775
1.24	0.154	8.051948052	0.12419355	7.0795	106.4005	105.5893	13.11351
1.27	0.162	7.839506173	0.12755906	7.269321	105.1143	104.2695	13.30051
1.3	0.17	7.647058824	0.13076923	7.450232	103.8732	102.9963	13.46875
1.45	0.228	6.359649123	0.15724138	8.936078	98.17036	96.97879	15.24908

Поляра скоростей планирования представлена на рисунке A.25.

На рисунке A.26 изображена зависимость .

Режиму наибольшей дальности планирования соответствует:

V_x = 160м/c; V_y= 14 м/с; б =8^о.

Режиму наибольшего времени планирования соответствует:

V_x = 130м/с; V_y = 12 м/c; б = 11^о.

Таблица

Основных ЛТХ самолёта

1	Взлетная масса,	211000кг
2	Заданная расчётная высота полёта,	11000 м
3	Расчётная теоретическая высота полёта,	9000 м
4	Расчётная практическая высота полёта,	8300 м
5	Время набора высоты,	57,04 мин
6	Максимальная скороподъёмность V*y max	10,0649 м/с
7	Крейсерская скорость на практическом потолке, Vкр	850 км/ч



Таблица

Аналогами по данной взлетной массе являются среднемагистральные пассажирские самолеты ИЛ-76ТД и ИЛ-86

Характеристики	ИЛ-76ТД	ИЛ-86
Размах крыла	50 М	48,,1 M
Длина самолета	46,5 М	59,94 M
Высота самолета	14,7 м	15,81 M
Площадь крыла	300 M^2	320 M^2
Макс. взлетная масса	210 Т	215 T
Тип двигателя	4(ТВД Д-30КП-2)	ТРДД*4 НК-86
Тяга, кгс	12000 Кгс	4*13000 Кгс
Крейсерская скорость	850 км/ч	950 км/ч

Подобные документы

• Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна

  Общий вид самолета Ту-154. Построение полетных поляр транспортного судна и кривых потребных и располагаемых тяг. Влияние изменения массы на летные характеристики. Определение вертикальной скорости набора высоты. Расчет границ, радиуса и времени виража.
  
  курсовая работа [443,2 K], добавлен 14.11.2013
  

• Расчет летно-технических характеристик самолета Ту-134А

  Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.
  
  курсовая работа [662,8 K], добавлен 10.12.2013
  

• Динамика полета ВАС-118

  Расчет летных характеристик самолета и его скороподъемности. Определение взлетных и посадочных параметров, вычисление дальности и продолжительности полета на заданной скорости. Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения.
  
  курсовая работа [924,1 K], добавлен 19.12.2012
  

• Расчет самолета

  Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.
  
  курсовая работа [923,9 K], добавлен 01.03.2015
  

• Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна

  Общая характеристика самолета АН-124 с двигателями Д-18Т. Построение полетных поляр, кривых потребных и располагаемых тяг. Определение посадочных характеристик в стандартных условиях. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража.
  
  курсовая работа [732,6 K], добавлен 10.02.2014
  

• Основы теории трактора и автомобиля

  Определение рабочего тягового диапазона и эксплуатационной массы трактора. Расчет основных рабочих скоростей, передаточных чисел трансмиссии. Определение номинальной эксплуатационной мощности двигателя. Построение индикаторной диаграммы двигателя.
  
  курсовая работа [170,5 K], добавлен 26.01.2009
  

• Полный штурманский расчет полета по маршруту

  Линии пути, используемые в навигации. Системы отсчета высоты полета, учет ошибок барометрического высотомера, расчет высоты полета. Способы измерения высоты полета. Способы измерения курса. Зависимость между курсами. Навигационный треугольник скоростей.
  
  курсовая работа [1,1 M], добавлен 13.02.2014
  

• Расчет летных и маневренных характеристик самолета

  Расчет видов лобового сопротивления самолета. Определение максимального коэффициента подъемной силы. Построение поляры самолета. Расчет маневренных характеристик. Определение возможности полета на заданной высоте. Расчет времени экстренного снижения.
  
  контрольная работа [391,7 K], добавлен 25.11.2016
  

• Построение динамической характеристики автомобиля Урал-5323

  Исследование методики расчета тягово-скоростных свойств автомобиля. Построение диаграммы зависимости динамического фактора от скорости автомобиля. Определение силы тяги на ведущих колесах на передачах, скоростей движения и силы сопротивления воздуха.
  
  контрольная работа [2,9 M], добавлен 23.05.2012
  

• Исследование аэродинамических характеристик самолета

  Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
  
  курсовая работа [1007,9 K], добавлен 24.10.2012
  

• Тяговый расчет трактора и автомобиля

  Определение номинальной мощности двигателей трактора и автомобиля, их эксплуатационной массы, диапазона скоростей, радиуса ведущих колес, передаточных чисел трансмиссии. Расчет, построение и анализ потенциальной тяговой и динамической характеристик машин.
  
  курсовая работа [185,4 K], добавлен 15.12.2010
  

• Динамический расчет двигателя Москвич 412

  Расчет цикла автомобильного двигателя. Построение кривой удельных сил инерции методом Толе. Определение значений результирующей удельной силы, приложенной к центру поршневого пальца. Кинематический расчет скорости поршня. Построение диаграмм давления.
  
  курсовая работа [470,9 K], добавлен 21.02.2016
  

• Выполнение коммерческого регулярного рейса по маршруту: Омск (Центральный)-Новосибирск (Толмачёво)-Красноярск (Емельяново)

  Выбор запасных аэродромов. Метеорологическое обеспечение полета. Определение высоты эшелона по маршруту, взлетной и посадочной массы самолета, навигационных элементов полёта. Расчет заправки топлива, времени набора эшелона, рубежа начала снижения.
  
  курсовая работа [55,8 K], добавлен 18.12.2015
  

• Системы, узлы и агрегаты пассажирского самолёта

  Статистическое проектирование облика самолета. Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях. Конструкция лонжерона крыла. Технологический процесс листовой штамповки. Определение себестоимости самолета.
  
  дипломная работа [2,1 M], добавлен 17.04.2012
  

• Расчет тягового усилия, определение динамического фактора и определение максимальной скорости автомобиля в различных дорожных условиях

  Общая характеристика и технические свойства исследуемого автомобиля, его устройство, основные узлы. Расчет тягового усилия и определение динамического фактора. Методика вычисления и анализ максимальной скорости автомобиля при различных дорожных условиях.
  
  курсовая работа [1,6 M], добавлен 14.12.2014
  

• Конструирование и расчет автомобиля

  Определение тягово-скоростных свойств автомобиля, построение его мощностного баланса. Расчет деталей, передающих момент с маховика на нажимной диск и пружин демпфера крутильных колебаний. Угловые скорости коленчатого вала при максимальной мощности.
  
  контрольная работа [173,2 K], добавлен 15.03.2015
  

• Расчет тепловозной тяги

  Характеристика локомотива 2ТЭ121. Расчет веса и массы состава. Проверка веса состава на преодоление скоростного подъема. Расчет удельных равнодействующих сил. Определение расхода топлива тепловозом. Построение диаграмм скорости и времени хода поезда.
  
  курсовая работа [153,9 K], добавлен 11.06.2015
  

• Тяговые расчеты тепловоза 2ТЭ10М

  Определение массы состава при движении поезда по расчетному подъему. Построение диаграмм удельных сил, действующих на поезд. Расчет скорости и времени хода поезда графическим методом. Расход топлива тепловоза. Проверка тяговых машин локомотивов на нагрев.
  
  курсовая работа [823,3 K], добавлен 23.05.2015
  

• Зона ожидания

  Правила полетов воздушных средств в зоне ожидания. Вход через контрольную точку VOR/DME на линии пути удаления. Скорости при ожидании. Минимальный запас высоты над препятствиями на равнинной местности. Расчет угловой скорости и радиуса разворота.
  
  презентация [2,5 M], добавлен 02.11.2014
  

• Математическая модель самолета как объекта управления (самолет ТУ-154)

  Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.
  
  курсовая работа [651,9 K], добавлен 01.12.2013
  

• главная
• рубрики
• по алфавиту
• вернуться в начало страницы
• вернуться к началу текста
• вернуться к подобным работам