Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)»

КАФЕДРА ЛЭ и БП

КУРСОВАЯ РАБОТА

по учебной дисциплине «Аэродинамика и динамика полета

магистральных воздушных судов»

на тему: «Расчет лётно-технических характеристик транспортного воздушного судна»

Выполнил: курсант группы П-10-7

Крикунов Ю.С.

Вариант № 5 (тип ВС-Ан-124), код 2/2

Руководитель: Мирошин А.Н.

Ульяновск 2013 г.

Содержание

1. Исходные данные для расчетов

.1 Общий вид самолета АН-124

. Расчёт лётно - технических характеристик ВС при всех работающих двигателях

.1 Построение полетных поляр

.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг

.7 Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража

. Результаты расчетов. Выводы

Список используемой литературы

1.       Исходные данные для расчетов

Для расчета летно-технических характеристик самолета задаются поляры самолета в соответствии с заданием и соответствующий рисунок (исходные данные самолета) заданного варианта.

Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки

a°	2	4	6	8	12	16	18	20*
Сya	-1,0	0,2	0,3	0,45	0,65	0,9	1,0	1,1*

Зависимость коэффициента от коэффициента и числа М

М=0-0.9	Cya	0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,1*
M£0,5 M=0,7 M=0,85 M=0,9	Cxa Cxa Cxa Cxa	0,022 0,022 0,03 0,04	0,022 0,022 0,032 0,042	0,023 0,026 0,35 0,45	0,03 0,05 0,7 0,85	0,07 0,1 0,12 0,16	0,13 0,2 0,25 -	0,25 - - -	0,3 - - -

Основные параметры самолёта и двигателя

S, м2	L, м	Ро взл, кН	Ро ном, кН	qпред, Н/м2	M max доп	gдоп, град	Gтоп
628	70	230	200	17000	0,77	30	0,4

Взлётная масса:

Расчетные высоты: 0,2,4, 8 км

Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка

1.1 Общий вид самолета АН-124

2. Расчёт лётно-технических характеристик ВС при всех работающих двигателях.

 

.1 Построение полетных поляр

Совершая горизонтальный полет с различными скоростями (число М от 0,4 до 0,9) и на одной и той же высоте, самолет как бы переходит с одной поляры на другую, это и является полетными полярами самолета.

Из условия равновесия подъемной силы Ya силы тяжести (веса) G (G=mg) в горизонтальном полете:

где на высоте и при неизменном весе самолёта есть величина постоянная. Все расчеты проводятся в системе СИ.

Из приведенной формулы следует, что в установившемся горизонтальном полете каждому числу М соответствует определенный коэффициент подъемной силы Суа.Зная высоту полета H, для числа М каждой имеющейся поляры найдем соответствующее значение коэффициента Суа. Соединяя точки на всех полярах, соответствующих М и Суа, получим полетную поляру для заданной расчетной высоты. Таким же образом строятся полетные поляры для других высот.

Таблица 1

Значение Суа для различных высот и чисел М полета при расчете и построении полётных поляр самолета.

		0	2	4	8
кг/1,2261,0070,81940,5259
а м/с		340,2	332,5	324,5	308,0
		0,0830	0,1058	0,1366	0,2362
Значение	М=0,5	0,3322	0,4234	0,5463	0,9448
	М=0,7	0,1695	0,2160	0,2787	0,4820
	М=0,85	0,1149	0,1465	0,1890	0,3269
	М=0,9	0,1025	0,1307	0,1686	0,2916

 

.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг

Построение данных кривых является основой аэродинамического расчета, так как с помощью этих кривых определяются основные летные характеристики самолета.

Для самолета с турбореактивными двигателями (ТРД) необходимо использовать кривые тяг, для самолетов с винтомоторной установкой (ТВД) - кривые мощностей. Расчет и построение потребных тяг Рп производится по формуле:

где - аэродинамическое качество самолета.

Сначала строятся кривые потребных и располагаемых тяг для высоты Н= 0.

Находим и наносим наиболее характерные скорости полета самолета. При этом величина изменяется от  до cv, соответствующей максимальной скорости Vmax, за которую принимаем 900км/ч (250 м/с).

Каждому значению  соответствует определенная скорость горизонтального полета на высоте и определенное значение , снимаемое с полетной поляры.

В качестве одного из расчетных значений Cyа берём  определив его по поляре и зависимости

Располагаемые тяги для самолетов с ТРД определяем с помощью типовых характеристик для каждого типа самолета.

Порядок расчета потребных тяг

.Задаёмся рядом скоростей от Vсв зависящих от , до 900 км/ч.

. По формуле вычисляем значения, потребные для горизонтального полёта на заданной скорости.

. На поляре горизонтального полёта (H = 0) находим значение коэффициента для каждого потребного .

. По значениям  и вычисляем

. Вычисляем тягу, потребную для горизонтального полёта на заданной скорости. По полётной поляре определяем угол атаки самолёта.

Таблица 2

Определение потребной тяги (Н = 0 км)

Параметры
V м/с	92,8	94,4	97,2	152,8	166,7	180,6	194,4	208,3	236,1	250,0
V км/ч	334	340	350	550	600	650	700	750	850	900
M	0,27	0,28	0,29	0,45	0,49	0,53	0,57	0,61	0,69	0,74
	1,10	1,06	1,00	0,40	0,34	0,29	0,25	0,22	0,17	0,15
	0,3	0,224	0,218	0,03	0,026	0,034	0,03	0,028	0,024	0,033
	3,7	4,7	4,6	13,5	13,1	8,5	8,3	7,8	7,0	4,6
P, кН	993	769	792	269	277	426	436	467	514	793

Таблица 3

Определение потребной тяги и мощности (Н = 2 км)

Параметры
V м/с	102,2	104,2	111,1	125,0	169,4	180,6	194,4	208,3	222,2	250,0
V км/ч	368	375	400	450	610	650	700	750	800	900
M	0,31	0,31	0,33	0,38	0,51	0,54	0,58	0,63	0,67	0,75
	1,10	1,06	0,93	0,73	0,40	0,35	0,30	0,26	0,23	0,18
	0,3	0,224	0,18	0,106	0,03	0,041	0,036	0,032	0,029	0,034
	3,7	4,7	5,2	6,9	13,3	8,6	8,4	8,3	8,0	5,4
P, кН	991	768	702	523	272	422	430	439	452	671

Таблица 4

Определение потребной тяги и мощности (Н = 4 км)

Параметры
V м/с	113,1	125,0	138,9	161,1	165,3	194,4	222,2	250,0
V км/ч	407	450	500	580	595	700	800	900
M	0,35	0,39	0,43	0,50	0,51	0,60	0,77
	1,10	0,90	0,73	0,54	0,52	0,37	0,29	0,23
	0,3	0,166	0,11	0,054	0,06	0,045	0,036	0,048
	3,7	5,4	6,6	10,1	8,6	8,3	7,9	4,7
P, кН	986	667	545	360	421	437	457	771

Таблица 5

Определение потребной тяги и мощности (Н = 8 км)

Параметры
V м/с	141,1	175,0	200,0	208,3	222,2	236,1	250,0
V км/ч	508	630	720	750	800	850	900
M	0,46	0,57	0,65	0,68	0,72	0,77	0,81
	1,10	0,72	0,55	0,51	0,44	0,39	0,35
	0,3	0,154	0,084	0,072	0,076	0,068	0,063
	3,7	4,7	6,5	7,0	5,9	5,8	5,6
P, кН	986	778	554	516	619	626	650

По полученным данным строим потребные тяги. На этом же графике наносим располагаемые тяги для заданных расчетных высот.

При выполнении горизонтального полета на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъемной силы и силы веса самолета, т.е. Y = G. Для выполнения этого условия при постоянном весе и угле атаки на большей высоте, где плотность воздуха меньше, истинная скорость горизонтального полета должна быть больше, но приборная скорость одна и та же (определенная по фиксированной плотности  1,225 кг/м3)

Поэтому график потребной тяги смещается вправо в системе координат.

С увеличением высоты полета величина избытка тяги уменьшается, в основном, за счет падения располагаемой тяги из-за уменьшения плотности воздуха. Изменение характерных скоростей и избытка тяги можно свести в таблицу.

Таблица 6

Изменение характерных скоростей и избытка тяги с увеличением высоты

Параметры	Vсв	Vнв ист	Vmax	ΔP
H1	350	550	790	255
H2	427	610	815	180
H3	560	580	625	15

2.3 Влияние изменения массы на лётные характеристики

При выполнении полета на современном транспортном самолете полетная масса значительно уменьшается вследствие выработки топлива. Уменьшение полетной массы вызывает значительные изменения летных характеристик самолета. Для выполнения горизонтального полета с тем же углом атаки, но с меньшей массой необходима меньшая скорость

,

для получения меньшей скорости нужна меньшая тяга. Поэтому кривая потребной тяги на графике при меньшей массе смещается вниз и влево. Построим таблицу для расчета влияния массы на характеристики самолета для разных полётных масс самолета.

Таблица 7

Определение потребной тяги на Н = 0 км (m = 370 т)

Параметры
V м/с	92,8	94,4	97,2	152,8	166,7	180,6	194,4	208,3	236,1	250,0
V км/ч	334	340	350	550	600	650	700	750	850	900
M	0,27	0,28	0,29	0,45	0,49	0,53	0,57	0,61	0,69	0,74
	1,10	1,06	1,00	0,40	0,34	0,29	0,25	0,22	0,17	0,15
	0,3	0,224	0,218	0,03	0,026	0,034	0,03	0,028	0,024	0,033
	3,7	4,7	4,6	13,5	13,1	8,5	8,3	7,8	7,0	4,6
P, кН	993	769	792	269	277	426	436	467	514	793

Таблица 8

Определение потребной тяги на Н = 0 км (m = 330 т)

Параметры
V м/с	87,5	94,4	97,2	138,9	144,4	166,7	180,6	222,2	236,1	250,0
V км/ч	315	340	350	500	520	600	650	800	850	900
M	0,26	0,28	0,29	0,41	0,42	0,49	0,53	0,65	0,69	0,74
	1,10	0,94	0,89	0,44	0,40	0,30	0,26	0,17	0,15	0,13
	0,33	0,222	0,19	0,04	0,029	0,027	0,025	0,019	0,02	0,021
	3,3	4,2	4,7	10,9	13,9	11,2	10,3	9,0	7,5	6,4
P, кН	971	747	771	290	247	256	404	472	493	771

Таблица 9

Определение потребной тяги на Н = 0 км (m = 350 т)

Параметры
V м/с	90,0	94,4	97,2	148,6	166,7	180,6	194,4	208,3	236,1	250,0
V км/ч	324	340	350	535	600	650	700	750	850	900
M	0,28	0,29	0,44	0,49	0,53	0,57	0,61	0,69	0,74
	1,10	1,00	0,94	0,40	0,32	0,27	0,24	0,21	0,16	0,14
	0,32	0,3	0,22	0,028	0,024	0,032	0,029	0,027	0,023	0,031
	3,4	3,3	4,3	14,4	13,4	8,5	8,1	7,6	7,0	4,6
P, кН	997	772	796	273	281	430	440	471	518	797

Таблица 10

Влияние изменения массы на кривые потребных тяг (H=0 км)

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	ΔP
m=370 т	350	550	810	255
m=350 т	340	535	825	315
m=330 т	330	520	837	383

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полёта

На графике показываем ограничения скорости полета по максимальному скоростному напору qmax и предельному числу М полета.

В свою очередь, располагаемая тяга вследствие увеличения высоты все время уменьшается. Это приводит к увеличению наивыгоднейшей скорости, скорости сваливания, росту максимальной скорости, уменьшению избытка тяги ΔP.

Таблица 11

Изменение скоростей с увеличением высоты полета

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	ΔP	Vqmax	Mmax
H1	350	550	810	255	599	943
H2	427	610	815	180	661	921
H3	560	580	625	15	733	899

2.5 Определение вертикальной скорости набора высоты

Вертикальная скорость самолета равна

, где

при данной скорости полёта самолета.

Для нахождения наибольшей вертикальной скорости определим наибольший запас . При использовании кривых тяг следует для каждой высоты найти ΔР для нескольких скоростей V (не менее 4) и подсчитать . Затем, построив вспомогательную кривую =f(V), определим по ней  и соответствующую скорость .

Занесем рассчитанные параметры для высот 0, 2, 4, 8 км

Таблица12 H=0 км

V, км/ч	ΔP, кН	Vymax
450	220	7,584115
570	270	11,78985
770	60	3,539254

Таблица 13

H=2 км

V, км/ч	ΔP, кН	Vymax
450	160	5,51572
610	175	8,177821
750	75	4,309156

Таблица14 H=4 км

V, км/ч	ΔP, кН	Vymax
575	10	0,440492
580	15	0,666483
625	5	0,239398

H, км	Vymax
0	11,8
2	8,2
4	0,66

Определив для выбранных ранее высот полета, построим кривую =f(H) и определим теоретический и практический потолки самолета.

2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условиях

Расчет ведется для заданной взлетной массы 310 т. Требуется определить: скорость отрыва, длину разбега и длину взлетной дистанции, которая складывается из длины разбега и длины разгона с набором высоты 10,7 м над уровнем ВПП.

Для расчетов были построены зависимости Cy(α) иCy(Cx) для взлетной и посадочной конфигурации самолета (рисунок Х).

а) Скорость отрыва самолета определяется по формуле:

Vотр = = 75,5 м/с= 271 км/ч

гдеT =65,4 м/с = 235км/ч - минимальная теоретическая скорость при механизации, выпущенной во взлетное положение (Сymax = 2.2).

б) Длина разбега вычисляется по приближенной формуле:

 = 1727 м

Среднее значение тяги силовых установок при работе их на взлетном режиме равно =  = 720кН, где  и  - тяга силовых установок на исполнительном старте и при скорости отрыва.

 - приведенный коэффициент трения на разбеге, который при разбеге по бетонной ВПП равен 0,03

в) Длина разбега с набором Lр.н. вычисляется по приближенной формуле:

Lву = 380 м

где V2 - скорость самолета в конце взлетной дистанции (h = 10,7 м).

V2 = 1,2 * VminT= 1,2 *65,4=78,4м/с=282 км/ч

СXотр определяется по поляре для взлетной конфигурации, ; СXотр=0,12

Где от

р- избыток тяги в момент отрыва, = (P - X)10 - избыток тяги в конце взлетной дистанции (h = 10,7 м) .

Величина лобового сопротивления X определяется по полярам, построенным для взлетной конфигурации самолета.

г) Длина взлетной дистанции определяется по формуле:

Lвзл = Lр + Lву = 1727+ 380 =2107 м

Схема взлета

самолет посадочный вираж

2.7 Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

Расчет ведется для посадочной массы самолета:

 =  - 0,8( = 370000 - 0,8*148000 = 251600кг

где  = 30-40% от взлетной массы  воздушного судна.

= 0,4*370000 = 148000кг

Требуется определить: скорость захода на посадку, посадочную скорость, длину пробега, длину воздушного участка (складывается из длины предпосадочного снижения, длины выравнивания и выдерживания) и посадочную дистанцию.

а) Величина посадочной скорости для всех типов ВС принимается как:

 =74,4м/с=267км/ч (Сymax = 2.45).

б) Длина пробега вычисляется по формуле:

Lпр = 1203 м

где  - аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки, принимается 1 - 3°;Кст = 4.45

= 0,25 - приведенный коэффициент трения на пробеге.

в) Длина участка выравнивания и выдерживания определяется по формуле:

Lвв =  405 м

где h = 8 м - высота выравнивания

 = 1,3 * 62,1=80,7 м/с=290 км/ч- скорость в начале выравнивания

= 7 - среднее аэродинамическое качество на выравнивании и выдерживании.

г) Длина предпосадочного снижения:

Lсн = (15 - h)  = 150,5 м

где θ = 2°40` - угол наклона глиссады.

д) Длина воздушного участка:

Lву= Lсн + Lвв = 150,5 + 405 = 555,5

е) Длина посадочной дистанции:

Lпос = Lву+ Lпр = 555,5 + 1203 = 1758,5 м

Схема посадки

3.       Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража

Расчет произведен при использовании основных соотношений между скоростью, тягой на вираже в горизонтальном полёте, Н = 1 км.

Где V, P - скорость, потребная тяга в горизонтальном полёте.

Vв, Pв - аналоговые параметры на вираже.

По данным расчетов строим графики

Таблица 17

Расчет потребных тяг на вираже

Угол крена  градcosnyVвнв,км/чРв,кНRв, мtв, сVсв, км/чVmax, км/ч
0	1	1	560	270			350	810
	0,866	1,15	611	310,5	5053	187	375	868
45	0,707	1,41	676	380	3524	120	415	961
63	0,453	2,2	845	594	2810	76,6	519	1201

4.       Результаты расчетов. Выводы

.Произведенные в курсовой работе расчеты лётно-технических характеристик самолета АН-124 с двигателями Д-18Т занесем в таблицу:

Таблица 18

Основные летно-технические характеристики АН-124

Наименование летно-технических характеристик	Результаты расчета
1. Практический потолок, м	4000
2. Посадочная скорость, км/ч	267
3. Длина пробега, м	1203
4. Посадочная дистанция, м	1758,5
5. Скорость отрыва, км/ч	271
6. Длина разбега, м	1727
7. Взлетная дистанция, м	2107
8. Минимальный радиус виража на высоте, м	2810 (для  = 2,2 ед.)
9. Время виража, с	76,6 (для  = 2,2 ед.)
10. Потребная взлетная тяга, кН	803

=3897950(0,016+ 0,19)=802977,7 Н

.Таким образом, можно сделать вывод, что некоторые расчетные данные с определенными погрешностями схожи с реальными данными, взятыми из руководства. Но при этом при данной взлетной массе исходя из кривых Жуковского, практический потолок равен 4000 м., что значительно меньше заявленного в 11600 м. Еще необходимо отметить, что вираж с перегрузкой 2,2 ед., указанной в задании невозможен из-за нехватки тяги двигателей. По графику для виража максимальный крен равен 39 гр. и ограничивается предельным скоростным напором на высоте 1 км. Так же потребная взлетная тяга превышает располгаемую на 3 кН.

.С изменением высоты полета график потребной и располагаемой тяги смещается по горизонтали (потребная тяга почти не изменяется а располагаемая уменьшается вследствие чего уменьшается диапазон скоростей), а с изменением полетной массы график смещается по вертикали (располагаемая тяга остается не изменой зато потребная изменяется, наблюдается прямая зависимость изменения потребной тяги от массы).

.С увеличением высоты полета диапазон скоростей уменьшается

.Основными причинами ограничения скоростей являются ограничения по числу маха, скоростному напору, вертикальной скорости и максимальной скорости. При увеличении высоты полета уменьшается плотность воздуха, что приводит к увеличению потребной скорости и уменьшению вертикальной скорости набора высоты. Характеристика набора высоты ухудшается из-за падения тяги двигателя

.На определенной высоте избыток тяги уменьшается до нуля, поэтому дальнейший набор высоты не возможен.

.При выполнении виража с креном до  рост потребной тяги незначительный, а при крене более  потребная тяга превышает располагаемую.

Список используемой литературы

1. Аэродинамика и динамика полета магистральных воздушных судов : методические указания по выполнению курсовой работы «Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна» / сост. Е.Н.Коврижных, В.П. Бехтир, Ю.Н.Стариков. - Ульяновск: УВАУ ГА(И), 2011. - 54 с.

. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов. / Т.И.Лигум. - М.: Транспорт, 1979. - 319с.

. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов. / Л.Ф.Николаев. - М.: Воздушный транспорт, 1991 - 392.

. РЛЭ Ан-124

. Практическая аэродинамика самолета АН-124М: учеб. / В.П. Бехтир, В.М. Ржевский, Е.Н. Коврижных, В.Х. Копысов - М.: Воздушный транспорт, 1997.