Смекни!
smekni.com

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 (стр. 1 из 3)

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа - и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Студент группы 3ТС4ка-1 Ю.В.Евдокимова

Руководитель курсовой работы Г.А.Колыхалов

2006


Содержание

Введение

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнвнв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкркр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmaxmax)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников


Введение

Динамика полета - это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. Решение их позволяет определить летные характеристики самолета, характеризуемые диапазонами возможных скоростей и высот, скороподъемностью, дальностью, продолжительностью полета и т. д.

При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при этом самолет как материальную точку переменной массы. А при расчетах устойчивости и управляемости самолета его рассматривают как твердое тело.

Исходными данными для выполнения курсовой работы являются результаты курсовой работы по Аэродинамике «Расчёт аэродинамических характеристик самолёта Ан-124», его геометрические параметры, аэродинамические характеристики и крейсерские поляры.

Курсовая работа содержит расчеты, графики и рисунки, пояснения и обоснования расчета летно-технических характеристик, характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.


1. Аэродинамический расчет самолета

В задачу аэродинамического расчета входит определение, в зависимости от действующих на самолет внешних сил, кинематических параметров установившегося движения центра масс самолета, т.е. его летно-технических характеристик (ЛТХ). К ЛТХ относится максимальная скорость горизонтального установившегося полета на разных высотах, предельно возможная высота горизонтального полета, время подъема самолета на различные высоты (если движение при подъеме принимать как установившееся), дальность полета самолета и т.д.

Рассмотрим уравнения движения прямолинейного установившегося полета при наборе высоты без крена искольжения (вертикальная плоскость)

Pcos(α + φ) = X + mgsinθ ;

Y + Psin (α + φ) = mgsin θ, (1.1)

где α- угол между продольной осью Ох самолета и проекцией скорости V на плоскость симметрии самолета;

φ - угол между силой тяги двигателя Р и средней хордой крыла;

θ - угол наклона траектории образован направлением скорости V и местной горизонтальной плоскостью.

Так как в условиях решаемой задачи угол наклона траектории невелик (θ < 20˚), а угол (α + φ) относительно мал, то можно принять, что

P · cos (α + φ) = Р, P · sin (α + φ) = 0, cos θ = 1.

В этом случае уравнения движения примут вид

Р = X + m · g · sin · θ; Y = m ·g. (1.2)


Скорость или число M полета из второго уравнения

или
; (1.3)

;
,

где ρН - атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.

м/с ;
,

Как видно, скорость полета, потребная при заданном значении су, в первом приближении (пренебрегаем составляющей силы тяги P · sin (α + φ)) не зависит от тяги двигателя, а значит, зависит только от значения су. Необходимое условие установившегося полета - равновесие моментов сил, действующих на самолет,- выполняется летчиком путем соответствующего отклонения руля высоты.

Из первого уравнения системы (1.2), имеем sinθ = (P-X)/m·g , где аэродинамическое сопротивление X принимая равным потребной тяге Рn, получим

sinθ = (Р-Рn) /m·g = Δρ/m·g(1.4)

Из (1.4) следует, что для того, чтобы выполнить полет по траектории, летчик должен посредством рычага управления двигателем обеспечить необходимую (располагаемую) силу тяги Р.

Таким образом, в первом приближении скорость полета зависит от значения су, а наклон траектории к горизонту - от величины силы тяги двигателя Р.

Сила тяги двигателя в общем случае зависит от скорости и высоты полета и от положения дросселя. Обычно эта зависимость (для наглядности) задается графически в виде сетки кривых Р(М,Н) или P(V,H) для различных положений дросселя или аналитически.

В основе всех методов аэродинамического расчета лежит сопоставление значения какого-либо параметра, потребного для осуществления выбранного режима полета, со значением этого же параметра, которое обеспечивает двигатель, т.е. располагаемой величиной параметра. Очевидно, равенство потребной и располагаемой величин выбранного параметра является условием установившегося движения. В качестве параметра можно выбрать, например, силу тяги или мощность, развиваемую двигателем, расход топлива и др.

Метод аэродинамического расчета, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг (метод тяг), построенный Н.Е.Жуковским, - основной метод аэродинамического расчета.

В методе тяг условием установившегося полета является равенство потребной и располагаемой сил тяги.

Таблица 1 – Исходные данные на самолёт Ан-124

Наименование параметров Обозначение, размерность Числовое значение
СтранаЭкипажЧисло мест пассажиров nжnпас СССР6-
Размах крылаПлощадь крылаСтреловидность крылаОтносительная толщина крыла: корн. / концев.Диаметр фюзеляжа l, мS, м2χ0,25, град
Dф, м
73,3628300,14 / 0,108,7
Число и тип двигателейВзлётная тяга одного двигателяВзлётная мощность одного двигателя nдвРо, даНNо, кВт 4, ТРДД23450-
Взлетная масса самолётаМасса пустого снаряженного самолётаПлатная нагрузкаЗапас топлива mо, кгmп.сн., кгmпл, кгmт, кг 40500025000150000230000
Дальность полётаКрейсерская скоростьКрейсерская высота полётаСкорость при заходе на посадкуДлина взлётной дорожкиДлина посадочной дорожки L, кмVкрейс, км/чH, кмVзах, км/чIвзл, мIпос, м 45008001120024002400

Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

Геометрическая высота Н, м Атмосферное давление Рн, Н/м Температура Тн, К Плотность ρн, кг/м3 Скорость звука ан, м/с
0 103323,0 288,15 1,2492 340,28
2000 81065,0 275,14 1,0265 332,52
4000 62782,0 262,13 0,8356 324,56
6000 48144,0 249,13 0,6732 316,41
8000 36351,0 236,14 0,5363 308,05
11000 23137,0 216,66 0,3720 295,07

1.1 Расчет потребных тяг

Для горизонтального установившегося полета без крена и скольжения при условий, что угол α + φ мал, имеем следующую систему уравнений

Р = Х, Y = m·g. (1.5)

Из первого уравнения, являющегося условием постоянства скорости, следует, что в горизонтальном установившемся полете тяга равна лобовому сопротивлению и называется потребной тягой Рn = X . Второе уравнение системы (1.5) - условие постоянства высоты полета.

Итак, потребная тяга определяется силой лобового сопротивления для установившегося горизонтального полета на высоте Н и можетбыть вычислена по формулам


или

; (1.6)

, (1.7)

где сх - коэффициент аэродинамического сопротивления, берется с графика крейсерских поляр, полученных в РГЗпо аэродинамике для соответствующего числа М и режима полета, определяемого значением су . Последнее определяется по формуле (1.7) и зависит от полетной массы самолета , скорости М и высоты полета Н через плотность воздуха ρН и скорость звука аН.