Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна

Размещено на http://www.allbest.ru/

4

Министерство транспорта Российской Федерации

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования

Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации

Кафедра ЛЭ и БП

Курсовая работа

по учебной дисциплине «Аэродинамика и динамика полета магистральных воздушных судов»

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

Ульяновск 2013



1. Исходные данные

Для расчета летно-технических характеристик транспортного самолета был выбран Ту-204-100.

Таблица 1

Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки

б?	0	2	4	6	8	12	14	16	20	22*
Су	-0,16	0,05	0,26	0,47	0,67	1,05	1,18	1,28	1,36	1,37*

Таблица 2

Зависимость коэффициента С_ха от коэффициента C_ya и числа М

M	CУА	0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1	1,1	1,37
0,5	Cx	0,018	0,017	0,018	0,021	0,03	0,05	0,09	0,12	-
0,7	Cx	0,018	0,017	0,018	0,025	0,042	0,08	0,16	0,2	-
0,85	Cx	0,02	0,02	0,022	0,034	0,06	0,15	0,2	-	-
0,9	Cx	0,03	0,032	0,035	0,054	0,09	0,15	-	-	-

Таблица 3

Основные параметры самолета и двигателя

S, м2	L, м	Р0взл, кН	Р0ном, кН	Mmax доп	q пред, Н/м2	гдоп, ?	Gтопл
184	40	161	135	0,83	17000	30	0,4

Таблица 4

Взлетная масса и допустимая перегрузка

mвзл, т	86
n э max доп	2,20

Таблица 5

Расчетные высоты и высота виража

Н расч, км	0	2	7	11
Н расч крена, м	1000



Данные по силовой установке представлены в виде графика на рис.1. Аэродинамические характеристики с учетом механизации даны в виде зависимостей на рис.1.

Общий вид самолета Ту-204-100

самолет летный скорость вираж

Рис. 1 Зависимость Р_р(V) в зависимости от высоты полета

Зависимость С_у(С_х)



2. Расчет летно-технических характеристик ВС при всех работающих двигателях

2.1 Построение полетных поляр транспортного ВС

Когда воздушное судно совершает горизонтальный полет, например, с увеличением скорости (соответственно, с уменьшением угла атаки) на одной и той же высоте, он как бы переходит с одной поляры на другую. Такие поляры называются полетными полярами ВС.

Из условия равновесия подъемной силы Y_а и силы тяжести (веса) G в горизонтальном полете следует, что:

,

где на данной расчетной высоте и при неизменном весе самолета есть величина постоянная.

Из приведенной формулы следует, что в установившемся горизонтальном полете каждому числу М соответствует определенный коэффициент подъемной силы С_уа.

Зная высоту полета Н для числа М каждой из имеющихся поляр, рассчитаем соответствующее значение коэффициента С_уа. Соединяя точки на всех полярах, соответствующим М и С_уа плавной кривой, получим полетную поляру для заданной расчетной высоты.

Для построения полетных поляр заполним таблицу 6.



Таблица 6

Расчет полетных поляр

значения Cy, при М	Н	0	2	6	10
	с, кг/м3	1,226	1,007	0,590	0,365
	а, м/с	340,2	332,5	312,2	295,1
	A= 2G/сSa2	0,0646	0,0823	0,1593	0,2884
	0,5	0,2582	0,3291	0,6371	1,1535
	0,7	0,1318	0,1679	0,3250	0,5885
	0,85	0,0894	0,1139	0,2204	0,3991
	0,9	0,0797	0,1016	0,1966	0,3560

Построим зависимость С_уа от (Рис. 2). Построим поляры самолета Ту-204-100 по данным таблицы 2 исходных данных и проинтегрируем их. Соединяя точки на всех полярах, соответствующих заданным значениям М и полученным значениям С_уа, получим полетную поляру для данной высоты. Данным образом строятся полетные поляры для всех высот (Рис. 3).

2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг

Алгоритм расчета потребных тяг:

1. Задаемся рядом скоростей от V_св, зависящего от С_{уа max}, до 1050 км/ч.

2. Вычисляем значения С_у, потребные для горизонтального полета, по формуле:

.

3. Для каждого значения потребного С_уа находим значение коэффициента С_х на поляре горизонтального полета.

4. По значениям С_у и С_х вычисляем качество К по формуле:



.

5. Вычисляем тягу, потребную для горизонтального полета на заданной скорости по формуле:

.

При выполнении горизонтального полета на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъемной силы и силы веса самолета. Для выполнения этого условия при постоянном весе и угле атаки на большой высоте, где плотность воздуха меньше, истинная скорость горизонтального полета должна быть больше, но приборная скорость одна и та же.

Поэтому:

.

Для расчета потребных тяг, заполним таблицы 7, 8, 9, 10

Располагаемая тяга в зависимости от скорости и высоты полета снимается с графика Р=f(V) Рис.1 и умножается на количество двигателей, (в данном случае на 2).

Далее, строятся зависимости потребных и располагаемых тяг для заданных высот (Рис.4) .

На основании анализа графиков потребных и располагаемых тяг данные по характерным скоростям и избытку тяги вносятся в таблицу 11.

Изменение характерных скоростей и избытка тяги с увеличением высоты.

Таблица 7 Расчет кривых потребных тяг для Н=0.

Параметры	Су1=Суmax	Су2	Су3	Су4	Су5=Су нв	Су6	Су7	Су8	Су9	Су10	Су11	Су12	Су13	Су14	Су15	Су16
V,м/с	73,9	69,4	83	97	111	125	139	153	167	181	194	208	222,22	236,11	250,00	263,89
V,км/ч	266	250	300	350	400	450	500	550	600	650	700	750	800	850	900	950
M	0,22	0,20	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	0,78
Cy	1,370	1,549	1,076	0,791	0,605	0,478	0,387	0,320	0,269	0,229	0,198	0,172	0,151	0,134	0,120	0,107
Cx	0,181	0,087	0,09	0,05	0,03	0,022	0,019	0,019	0,018	0,018	0,017	0,017	0,0150	0,017	0,017	0,017
K=Cy/Cx	7,57	17,81	11,96	15,81	20,17	21,74	20,39	16,85	14,94	12,73	11,63	10,13	10,09	7,88	7,03	6,31
Pп,Н	111348	47323	70495	53306	41775	38772	41340	50021	56396	66187	72497	83223	83550	106896	119842	133527

Таблица 8 Расчет кривых потребных тяг для Н=2 км

Параметры	Су1=Суmax	Су2	Су3	Су4	Су5=Су нв	Су6	Су7	Су8	Су9	Су10	Су11	Су12	Су13	Су14	Су15	Су16
V,м/с	81,5	83	97	111	125	139	153	167	181	194	208	222	236	250	264	278
V,км/ч	293	300	350	400	450	500	550	600	650	700	750	800	850	900	950	1000
M	0,25	0,25	0,29	0,33	0,38	0,42	0,46	0,50	0,54	0,58	0,63	0,67	0,71	0,75	0,79	0,84
Cy	1,370	1,310	0,962	0,737	0,582	0,472	0,390	0,327	0,279	0,241	0,210	0,184	0,163	0,146	0,131	0,118
Cx	0,181	0,18	0,078	0,041	0,028	0,0215	0,021	0,019	0,018	0,017	0,017	0,0175	0,0165	0,016	0,017	0,017
K=Cy/Cx	7,57	7,28	12,34	17,97	20,79	21,93	18,56	17,24	15,50	14,15	12,33	10,53	9,89	9,10	7,68	6,94
Pп,Н	111348	115805	68304	46894	40532	38423	45411	48895	54364	59547	68357	80063	85219	92644	109675	121524



Таблица 9 Расчет кривых потребных тяг для Н=7км

Параметры	Су1=Суmax	Су2	Су3	Су4=Су нв	Су5	Су6	Су7	Су8	Су9	Су10	Су11	Су12	Су13	Су14
V,м/с	106,450	118,8	134	148	162	176	190	204	218	231	245	250	264	278
V,км/ч	383	433	483	533	583	633	683	733	783	833	883	900	950	1000
M	0,34	0,38	0,43	0,47	0,52	0,56	0,61	0,65	0,70	0,74	0,79	0,80	0,85	0,89
Cy	1,370	1,100	0,862	0,708	0,591	0,502	0,431	0,374	0,328	0,290	0,258	0,248	0,223	0,201
Cx	0,181	0,12	0,059	0,038	0,031	0,027	0,024	0,024	0,023	0,024	0,024	0,024	0,0250	0,031
K=Cy/Cx	7,57	9,17	14,60	18,62	19,08	18,58	17,96	15,59	14,26	12,07	10,75	10,35	8,92	6,49
Pп,Н	111348	91942	57710	45259	44171	45350	46929	54049	59102	69797	78425	81434	94514	129858

Таблица 10 Расчет кривых потребных тяг для Н=11км

Параметры	Су1=Суmax	Су2	Су3	Су4=Су нв	Су5	Су6	Су7	Су8	Су9	Су10
V,м/с	135,39	151,1	163	177	191	205	219	233	246	260
V,км/ч	487	537	587	637	687	737	787	837	887	937
M	0,46	0,51	0,55	0,60	0,65	0,69	0,74	0,79	0,84	0,88
Cy	1,370	1,100	0,943	0,801	0,689	0,599	0,525	0,464	0,413	0,370
Cx	0,181	0,12	0,07	0,057	0,048	0,041	0,033	0,03	0,041	0,04
K=Cy/Cx	7,57	9,17	13,47	14,05	14,35	14,60	15,91	15,47	10,08	9,26
Pп,Н	111348	91942	62546	59970	58735	57733	52983	54478	83610	91022

2.3 Влияние изменения массы на летные 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.(Рис.5). Для построения потребных тяг для разных полетных масс самолета заполним таблицу 12 и 13.

После построение потребных тяг для различных масс заполняем таблицу 14 .

Влияние изменения массы на характерные скорости и избыток тяги при Н=0.

Таблица 11

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	?P кН
mт= 86т	266	450	1017	180
mт= 70т	256	407	1007	194
mт= 60т	241	391	991	200

Таблица 12 Расчет влияния полетной массы самолета на параметры полета при Н=0 (m=70 т)

Параметры	Су1=Суmax	Су2	Су3	Су4	Су5=Су нв	Су6	Су7	Су8	Су9	Су10	Су11	Су12	Су13	Су14	Су15	Су16
V,м/с	71,5	85	99	113	127	141	155	169	183	196	210	224,27	238,16	252,05	265,94	279,82
V,км/ч	257	307	357	407	457	507	557	607	657	707	757	807	857	907	957	1007
M	0,21	0,25	0,29	0,33	0,37	0,41	0,46	0,50	0,54	0,58	0,62	0,66	0,70	0,74	0,78	0,82
Cy	1,360	0,954	0,705	0,543	0,431	0,350	0,290	0,244	0,208	0,180	0,157	0,138	0,123	0,109	0,098	0,089
Cx	0,181	0,077	0,038	0,027	0,022	0,02	0,018	0,016	0,017	0,016	0,016	0,0170	0,0170	0,0180	0,0200	0,0200
K=Cy/Cx	7,51	12,38	18,56	20,11	19,57	17,50	16,11	15,26	12,26	11,25	9,82	8,13	7,21	6,08	4,91	4,44
Pп,Н	104341	63311	42236	38995	40052	44807	48666	51368	63935	69676	79874	96441	108756	128977	159536	176636

Таблица 13 Расчет влияния полетной массы самолета на параметры полета при Н=0 (m=60 т)

Параметры	Су1=Суmax	Су2	Су3	Су4	Су5	Су6	Су7	Су8	Су9	Су10	Су11	Су12	Су13	Су14	Су15	Су16
V,м/с	66,9	81	95	109	122	136	150	164	178	192	206	219,65	233,54	247,43	261,32	275,21
V,км/ч	241	291	341	391	441	491	541	591	641	691	741	791	841	891	941	991
M	0,20	0,24	0,28	0,32	0,36	0,40	0,44	0,48	0,52	0,56	0,60	0,65	0,69	0,73	0,77	0,81
Cy	1,360	0,932	0,679	0,516	0,406	0,327	0,270	0,226	0,192	0,165	0,144	0,126	0,112	0,099	0,089	0,080
Cx	0,181	0,065	0,035	0,025	0,021	0,019	0,017	0,016	0,016	0,016	0,016	0,0170	0,0170	0,0180	0,0200	0,0210
K=Cy/Cx	7,51	14,35	19,40	20,65	19,32	17,23	15,86	14,12	12,00	10,33	8,98	7,42	6,56	5,52	4,45	3,82
Pп,Н	91299	47820	35367	33220	35503	39823	43262	48595	57169	66440	76406	92511	104580	124294	154045	179397

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полета

Используя данные из таблицы 14 определим приборные скорости и графически покажем изменение скоростей в зависимости от высоты полета вплоть до теоретического потолка

Приборная скорость определяется по формуле:

.

Таблица 14

Приборные скорости полета

Параметры	Vсв пр	Vнв пр	Vmax пр
H=0	266	450	1017
H=2	266	453	901
H=7	266	406	624
H=11	266	375	453

Рассчитаем ограничения скорости полета по максимальному скоростному напору q_max и по предельному числу М полета.

,

.

Для расчета ограничений скорости полета по максимальному скоростному напору q_max и по предельному числу М полета, заполним таблицу 16.



Таблица 15

Расчет ограничений скорости полета по максимальному скоростному напору q_max по предельному числу М полета

Параметры	V Mmax, м/с	V Mmax, км/ч	V q max, м/с	V q max, км/ч
Н=0	282,2	1017	167	600
Н=2000м	276,1	994	183	661
Н=7000м	260	933	240	864
Н=11000м	245	882	305	1099

Построим объединенный график (рис.6), на котором покажем изменение характерных скоростей в зависимости от высоты полета вплоть до теоретического потолка. На графике штрих - пунктирными линиями отметим влияние массы на характеристики скоростей. Кроме того, покажем на графике ограничения скорости полета по максимальному скоростному напору q_max и по предельному числу М полета.

2.5 Определение вертикальной скорости самолета

Вертикальная скорость самолета определяется по формуле:

,

где ДР=P_p-P_п при данной скорости полета самолета V.

Для нахождения наибольшей на заданной высоте вертикальной скорости V_ymax необходимо определить наибольший запас (ДР·V)_max. Для этого необходимо для каждой высоты полета найти ДР для нескольких скоростей V и подсчитать значение ДР·V.



Таблица 16 Расчет ДР·V и вертикальных скоростей для Н=0

V	ДP	ДP·V(ДN)	Vy
300	150	12500	14,83
400	180,00	20000	23,73
450	180,00	22500	26,70
500	160,00	22222	26,37
600	130,00	21667	25,71
800	80,00	17778	21,09

Таблица 17 Расчет ДР·V и вертикальных скоростей для Н=2

V	ДP	ДP·V	Vy
400	140	15556	18,5
300	100	8333	9,9
400	140	15556	18,5
450	148	18500	22,0
500	140	19444	23,1
550	130	19861	23,6
800	60	13333	15,8

Таблица 18 Расчет ДР·V и вертикальных скоростей для Н=7

V	ДP	ДP·V	Vy
400	140	15556	18,5
300	100	8333	9,9
400	140	15556	18,5
450	148	18500	22,0
500	140	19444	23,1
550	130	19861	23,6
800	60	13333	15,8

Таблица 19 Расчет ДР·V и вертикальных скоростей для Н=11

V	ДP	ДP·V	Vy
687	32,5	6202	7,4
587	26	4239	5,0
637	38	6724	8,0
737	22	4504	5,3
787	6	1312	1,6
837	-14	-3255	-3,9
887	-28	-6899	-8,2



Затем, построив вспомогательную кривую ДР·V=f(V), определить по ней (ДР·V)_max и соответствующую скорость набора V_нв набора.

Таблица 20

Параметры	ДNmax, кВт	Vymax, м/с	Vнв набора, км/ч
H=0	22500	27,70	450
H=2	19861	23,6	500
H=7	16250	19,3	585
H=11	11832	8,0	637

Определив V_ymax для выбранных ранее высот полета, построим кривую V_ymax=f(H) и определим теоретический и практический потолки для самолета Ту-204-100 (рис. 7,8).

2.6 Определение характеристик взлета в стандартных условиях

Расчет ведется для заданной взлетной массы 86 т. Требуется определить: скорость отрыва, длину разбега и длину взлетной дистанции, которая складывается из длины разбега и длины разгона с набором высоты 10 м над уровнем ВПП.

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

а) Скорость отрыва самолета определяется по формуле:

= 70,5 м/с = 254 км/ч

- минимальная теоретическая скорость при механизации, выпущенной во взлетное положение(Сymax = 2,2).

б) Длина разбега вычисляется по приближенной формуле:



=940 м

Среднее значение тяги силовых установок при работе их на взлетном режиме равно

= = 250 кН,

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 Lв.з. вычисляется по приближенной формуле:

Lв.у. = 280 м

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

V₂ = 270 км/ч

= 160 кН

Где (P - X_a)_отр избыток тяги в момент отрыва,

= (P - X)₂ - избыток тяги в конце взлетной дистанции (h = 10,7 м).

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

г) Длина взлетной дистанции определяется по формуле:

Lвзл = Lр + Lв.у. = 940 + 280 =1220 м

Схема взлета:

Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

Расчет ведется для посадочной массы самолета:

= - 0,8( = 86 - 0,8(25) = 65т

где = 0,3-0,4 от - масса топлива, = 0,3(86) = 25 т

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) Скорость захода на посадку и посадочная скорость:

= 61,5м/с=221км/ч

-минимальная теоретическая скорость при механизации, выпущенной в посадочное положение (Сymax = 2.9).

б) Длина пробега вычисляется по приближенной формуле:

Lпр = 882 м



где - аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки, принимается 1 - 3°;Кст = 7

= 0,25 - приведенный коэффициент трения на пробеге.

Величина определяется для самолетов с ТРД по поляре.

в) Длина участка выравнивания и выдерживания определяется по приближенной формуле:

Lв = 193м

где h = 10 м - высота начала выравнивани

г) Длина предпосадочного снижения:

Lсн = (15 - h) = 150 м

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

д) Длина посадочной дистанции:

Lпос = Lсн + Lвв+ Lпр = 150 + 193 + 882 = 1225 м

Схема посадки



3. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража

Расчет производится для взлетной массы самолета на высоте Н=2 км.

Влияние сжимаемости на вираже по сравнению с горизонтальным полетом учитывать не нужно.

При расчете используются основные соотношения между скоростью, тягой и мощностью на вираже и в горизонтальном полете на заданной высоте:

где V, P, N -скорость, потребная тяга и потребная мощность в горизонтальном полете; V_в, P_в ,N_в- аналогичные параметры на вираже; T_в, r_в - время и радиус виража.

По данным расчета строится график Р_в=f(V) (рис.11). На график также наносится кривая располагаемой тяги.

Таблица 21 Расчет потребных тяг на вираже

Параметры	Су1	Су2	Су3	Су4	Су5	Су6	Су7	Су8	Су9	Су10	Су11	Су12	Су13	Су14	Су15	Су16
V, м/с	77,7	92	105	119	133	147	161	175	189	203	217	230	244	258	272	286
V, км/ч	280	330	380	430	480	530	580	630	680	730	780	830	880	930	980	1030
Vист, км/ч 0	293	345	398	450	502	555	607	660	712	764	817	869	921	974	1026	1079
Vв, км/ч 15	284	335	386	437	488	539	590	641	691	742	793	844	895	946	997	1048
Vв, км/ч 30	300	354	408	462	515	569	623	676	730	784	838	891	945	999	1053	1106
Vв, км/ч 45	332	392	451	511	570	630	689	749	808	867	927	986	1046	1105	1165	1224
Vв, км/ч 60	395	466	537	607	678	749	819	890	961	1031	1102	1173	1243	1314	1385	1455
Vв, км/ч 75	415	489	563	637	711	786	860	934	1008	1082	1156	1231	1305	1379	1453	1527
Су	395	647	745	843	941	1040	1138	1236	1334	1432	1530	1629	1727	1825	1923	2021
Сх	1,36	0,98	0,74	0,58	0,46	0,38	0,32	0,27	0,23	0,20	0,17	0,15	0,14	0,12	0,11	0,10
К=Су/Cх	0,181	0,089	0,043	0,029	0,0225	0,0175	0,019	0,018	0,017	0,017	0,017	0,017	0,017	0,017	0,016	0,017
Ргп	7,5	11,0	17,2	19,9	20,5	21,7	16,7	14,9	13,5	11,7	10,3	9,1	8,1	7,2	6,9	5,9
Ргп, kH	112166,8	76646,9	49120,8	42430,8	41030,2	38913,8	50604,2	56569,5	62250,1	71747,5	81918,9	92764,2	104283,5	116476,9	121735,7	142885,5
Рв п, kH 15	112167	76647	49121	42431	41030	38914	50604	56570	62250	71748	81919	92764	104284	116477	121736	142885
Рв п, kH 30	116119	79348	50852	43926	42476	40285	52387	58563	64444	74276	84806	96033	107958	120581	126026	147921
Рв п, kH 45	129499	88491	56711	48987	47370	44927	58424	65311	71869	82834	94577	107098	120398	134475	140547	164965
Рв п, kH 60	158565	108352	69440	59982	58002	55011	71537	79970	88000	101426	115805	131136	147420	164658	172092	201990
Рв п, kH 75	224127	153153	98151	84784	81985	77756	101115	113035	124386	143363	163687	185358	208375	232740	243248	285508

Размещено на http://www.allbest.ru/

3.2 Определение границ, радиуса и времени виража

Таблица 22

Сводная таблица характеристик виража

г	cos г	ny	tg г	Vв нв	Рв н	rв, м	tв, с	Vсв	Vmax
0	1,000	1,000	0,000	555,0	38913,8	0,0		292,9	1003,0
15	0,966	1,035	0,268	539,0	40285,1	8532,6	357,8	284,4	1003,0
30	0,866	1,155	0,577	569,0	44927,0	4413,4	175,3	300,4	1000,0
45	0,707	1,414	0,999	630,0	55010,6	3124,3	112,1	332,4	975,0
60	0,500	1,998	1,730	750,0	77756,2	2557,5	77,1	395,2	930,0
63	0,454	2,200	1,960	670,0	93359,8	1801,5	60,8	1,4	1175,0
75	0,259	3,854	3,722	850	163535,1	1526,7	40,6	0,2	1150,0

3.3 Потребная взлетная тяга

Потребная взлетная тяга для самолета Ту-204-100 определяется по формуле:

.



4. Результаты расчетов

Полученные мной данные имеют незначительные расхождения с данными ЛТХ реального самолета, это вызвано тем, что при построении графиков использовался метод интерполирования. Так же присутствует погрешность при построении графиков и снятии с них данных, в частности из-за незначительных ошибок получилось, что при построении графика показывающего зависимость потребной тяги от массы график потребной тяги для m₂ = 60т пересекся с графиком потребной тяги для m₀ = 86 т, чего в теории быть не должно, а при построении графика изменения скоростей с увеличением высоты полета максимальная скорость и скорость ограничения по скоростному напору почти совпали. Замечены некоторые ошибки в методическом пособии, например, в формуле для расчета скорости отрыва.

.

В ходе курсовой работы были проведены расчеты, с данными не соответствующие первоначальным условиям ( в пособии по курсовой работе при максимальном коэффициенте С_уа отсутствовал коэффициент С_х, который необходимо было взять из полетных поляр на Рис.3 ). В результате было взято значение С_х=0,45. Максимальная скорость бралась 1050, т.к. при скорости 900 потребная и располагаемая тяги не пересекались, вследствие чего отсутствовала максимальная скорость, которая была необходима для расчетов. Далее в ходе проделанной работы было выяснено, что с увеличением высоты:

· потребная тяга сдвигается вправо, в сторону увеличения потребных скоростей полета, а на больших высотах вследствие больших истинных скоростей еще и поднимается вверх из-за влияния сжимаемости (уменьшается качество К);

· располагаемая тяга уменьшается, что приводит к увеличению наивыгоднейшей скорости, скорости сваливания, росту максимальной скорости (в начале) и уменьшению избытка тяги и как следствие - вертикальных скоростей;

· уменьшается диапазон скоростей;

· уменьшается скорость ограничения по числу М вследствие уменьшения с высотой скорости звука (ограничение по числу М существует для недопущения уменьшения устойчивости и управляемости ВС при подходе к М_кр вследствие создания сверхзвуковых зон на крыле);

· увеличивается скорость ограничения по скоростному напору вследствие уменьшения с высотой плотности (ограничение по скоростному напору диктуется прочностью конструкции ВС).

Так же при уменьшении массы потребная тяга смещается вниз и влево, в результате расширяется диапазон скоростей, увеличивается избыток тяги , а значит и вертикальные скорости тоже увеличатся. Определили практический и теоретический потолки для данного самолета, которые отличаются от данных в РЛЭ.

Таблица 23

Основные летно-технические характеристики Ту204-100

	Расчетные данные	РЛЭ
Практический потолок, м	12000	12600
Посадочная скорость, км/ч	221	220
Длина пробега, м	882	1250
Посадочная дистанция, м	1225	2600
Скорость отрыва, км/ч	254	265
Длина разбега, м	940	1500
Взлетная дистанция, м	1220	1850
Минимальный радиус виража на высоте, м	1526,7	-
Время виража, с	40,6	-
Потребная взлетная тяга, кН	294017	-



Список литературы

1. Бехтир В.П., Стариков Ю.Н., Закомирный А.А. Практическая аэродинамика самолетов Ту-204-120, Ту-204-120С. Учебное пособие для слушателей УВАУ ГА. Ульяновск, УВАУ ГА, 2001 г

2. Руководство по лётной эксплуатации самолёта ТУ-204

Размещено на Allbest.ru