Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ 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 летно-технических характеристик транспортного ВС»

Ульяновск 2014 г.



МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ

УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)

Кафедра летной эксплуатации и безопасности полетов

Задание

на курсовую работу по учебной дисциплине : Аэродинамика и динамика полета

На тему: Расчет летно-технических характеристик транспортного ВС

Задание: вариант ИЛ-76, код задания_____9/9__________

Курсант группы _____П-11-4_____________________________________________

Ф.И.О.: _____Юматов А.К._______________________________________________

Руководитель: старший преподаватель Мирошин А.Н.________________________

(учёная степень, должность, Ф.И.О.)

Структура работы

1. Анализ исходных данных конкретного типа ВС в соответствие с заданием.

Исходные данные - используются данные задания, выданного преподавателем, и методические указания по выполнению курсовой работы «Расчет летно-технических характеристик транспортного ВС» /Сост. Е.Н. Коврижных, В.П. Бехтир, Ю.Н. Стариков. -Ульяновск: УВАУ ГА (И), 2011. - 54с.

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

3. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража

4. Анализ полученных результатов при выполнении расчетов курсовой работы и выводы.

Список использованных источников (литературы) оформляется в соответствии с принятыми нормами.

Весь материал курсовой работы должен быть выполнен и сброшюрован в следующем порядке:

­ титульный лист, задание, рецензия на курсовую работу;

­ раздел 1;

­ раздел 2;

­ раздел 3;

- анализ полученных результатов и выводы (заключение);

­ список использованных источников (литературы);

­ приложение (допускается презентация курсовой работы).

­ Рисунки (графики) желательно располагать по мере их представления в работе и нужно их нумеровать (допускается размещение их в приложении).

График работы Срок Отметка о выполнении

Дата выдачи задания ________ _________________________

Выполнение расчетов и оформление ________ _________________________

Сдача работы руководителю ________ _________________________

Защита ________ _________________________

Руководитель _______________________ / ___________________ /

Ф.И.О. Подпись

Задание получил курсант _______________________ / ___________________ /

Ф.И.О. Подпись

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ

УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)

Кафедра летной эксплуатации и безопасности полетов

Рецензия

на курсовую работу по учебной дисциплине : Аэродинамика и динамика полета

На тему: Расчет летно-технических характеристик транспортного ВС

Задание: вариант___ИЛ-76___, код задания________9/9_________

Курсант группы___П-11-4

Ф.И.О.: Юматов А.К._____________________

Качественный уровень исполнения курсовой работы	Ритмичность выполнения работы
высокий уровень		высокий уровень
средний уровень		средний уровень
низкий уровень		низкий уровень
Соответствие исходных данных выданному заданию	Соответствие объема курсовой работы
соответствуют		соответствует
не соответствуют		не соответствует
Правильность выполнения расчетов раздела 2	Правильность и качество выполнения графической части
высокий уровень		высокий уровень
средний уровень		средний уровень
низкий уровень		низкий уровень
Правильность выполнения расчетов раздела 3	Использование справочной литературы при выполнении курсовой работы
высокий уровень		высокий уровень
средний уровень		средний уровень
низкий уровень		низкий уровень
Анализ результатов расчетов и выводов при выполнении курсовой работы
высокий уровень
средний уровень
низкий уровень

Выводы и замечания_______________________________________________________________

Общая оценка работы____________________________________________________________

Руководитель _________________ / ____________________/ Мирошин А.Н._

дата подпись Ф. И. О.

Преподаватели: _________________ / ____________________/ _ Коврижных Е.Н. дата подпись Ф. И. О.



Содержание

1. Исходные данные для расчетов

1.1 Общий вид самолета Ил-76

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

2.1 Построение полетных поляр

2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг

2.3 Влияние изменения массы на лётные характеристики

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полёта

2.5 Определение вертикальной скорости набора высоты

2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условиях

2.7 Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

3. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража

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 (рис.1).

Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки

	0	2	4	6	8	12	16	18	20*
Сya	-0,1	0,05	0,2	0,3	0,55	0,9	1,2	1,3	1,42*

Зависимость коэффициента от коэффициента и числа М

М	Cya	0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,42*
M0,5	Cxa	0,023	0,023	0,025	0,035	0,055	0,08	0,12	0,22	0,3
M=0,7	Cxa	0,023	0,023	0,027	0,04	0,06	0,09	0,15	0,25	-
M=0,77	Cxa	0,023	0,023	0,035	0,05	0,075	0,13	0,25	-	-
M=0,8	Cxa	0,03	0,035	0,04	0,06	0,1	0,2	-	-	-
M=0,9	Cxa	0,04	0,045	0,05	0,08	0,12	0,3	-	-	-

Основные параметры самолёта и двигателя

S, м2	L, м	Ро взл, кН	Ро ном, кН	M max доп	qпред,Н/м2	доп, град	Gтоп
300	50	120	95	0,77	17400	30	0,4

Взлётная масса:

Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка

Расчетные высоты: 0,4,6, 11 км

Расчетная высота виража: 2 км



1.1 Общий вид самолета Ил-76

Рис. 1 . Общий вид самолета ИЛ-76



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

2.1 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 (рис.2).



Таблица 1 Значение Суа для различных высот и чисел М полета при расчете и построении полётных поляр самолета.

Н	0	4	6	11
с, кг/м3	1,226	0,8194	0,6602	0,3648
а, м/с	340,2	325,4	316,4	295,1
A= 2G/сSa2	0,0714	0,1174	0,1532	0,3188
Значения Cy	M=0,5	0,2856	0,4696	0,6128	1,2752
	M=0,7	0,1457	0,2396	0,3127	0,6506
	M=0,77	0,1204	0,198	0,2584	0,5377
	M=0,8	0,1116	0,1834	0,2394	0,4981
	M=0,9	0,0881	0,1449	0,1891	0,3936

2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг

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

Для самолета ИЛ-76 с турбореактивными двигателями Д-30КП необходимо использовать кривые потребных и располагаемых тяг. 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 , 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 берём определив его по поляре и зависимости .

Располагаемые тяги для самолета ИЛ-76 определяем с помощью типовых характеристик Д-30КП (прил. А).

Порядок расчета потребных тяг:

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

2. По формуле

вычисляем значения, потребные для горизонтального полёта на заданной скорости.

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

4. По значениям и вычисляем

.

5. 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	76,3	97,2	111	125	143,7	153	167	181	194	208	222	236	250
V км/ч	275	350	400	450	517	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,22	0,29	0,33	0,37	0,43	0,45	0,49	0,53	0,57	0,61	0,65	0,69	0,73
	1,42	0,87	0,67	0,53	0,4	0,35	0,296	0,25	0,22	0,19	0,17	0,15	0,13
	0,3	0,092	0,062	0,048	0,035	0,032	0,028	0,028	0,027	0,025	0,025	0,025	0,025
	4,73	9,46	10,8	11,04	11,43	10,94	10,57	8,93	8,15	7,6	6,8	6	5,2
P, кН	321	161	141	138	133	139	144	170	186	200	223	253	292

Таблица 3 Определение потребной тяги и мощности (Н = 4 км)

Параметры
V м/с	93,3	111	125	137	153	167	176	181	194	208	222	236	250
V км/ч	336	400	450	500	550	600	633	650	700	750	800	850	900
M	0,29	0,34	0,39	0,42	0,47	0,51	0,54	0,56	0,6	0,64	0,68	0,73	0,77
	1,42	1,0	0,79	0,66	0,53	0,44	0,4	0,38	0,33	0,29	0,25	0,22	0,2
	0,3	0,12	0,078	0,062	0,048	0,038	0,036	0,036	0,034	0,031	0,03	0,032	0,035
	4,73	8,33	10,13	10,65	11,04	11,58	11,11	10,56	9,71	9,35	8,33	6,88	5,71
P, кН	321	182	150	143	138	131	137	144	156	162	182	221	266

Таблица 4 Определение потребной тяги и мощности (Н = 6 км)

Параметры
V м/с	103,9	111	125	139	153	167	181	196	208	222	236	250
V км/ч	374	400	450	500	550	600	650	705	750	800	850	900
M	0,33	0,35	0,4	0,44	0,48	0,53	0,57	0,62	0,66	0,7	0,75	0,79
	1,42	1,24	0,98	0,79	0,66	0,55	0,47	0,4	0,35	0,31	0,28	0,25
	0,3	0,19	0,114	0,078	0,062	0,052	0,046	0,038	0,034	0,034	0,036	0,04
	4,73	6,53	8,6	10,13	10,65	10,58	10,62	10,53	10,29	9,1	7,78	6,25
P, кН	321	233	177	150	143	144	138	144	148	167	196	243

Таблица 5 Определение потребной тяги и мощности (Н = 11 км)

Параметры
V м/с	139,8	153	167	181	194	208	222	236	250	263,4
V км/ч	503	550	600	650	700	750	800	850	900	948
M	0,47	0,52	0,57	0,61	0,66	0,7	0,75	0,8	0,85	0,89
	1,42	1,19	1,0	0,85	0,74	0,64	0,56	0,5	0,44	0,4
	0,3	0,18	0,13	0,094	0,076	0,066	0,064	0,068	0,074	0,078
	4,73	6,61	7,69	9,04	9,74	9,7	8,75	7,35	5,95	5,13
P, кН	321	230	198	168	156	157	174	207	255	296

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	ДP
Н1=0	275	517	875	194
Н2=4	340	600	875	140
Н3=6	380	650	880	107
Н4=11	665	700	725	4



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 (рис.3). Для оценки влияния массы на характеристики ВС заполним таблицу для разных полетных масс.

Таблица 7 Определение потребной тяги и мощности (m=135 т)

Параметры
V м/с	71,2	97,2	111	125	134,1	137	153	167	181	194	208	222	236
V км/ч	256	350	400	450	482,8	500	550	600	650	700	750	800	850
M	0,2	0,29	0,33	0,37	0,39	0,4	0,45	0,49	0,53	0,57	0,61	0,65	0,69
	1,42	0,76	0,58	0,46	0,4	0,38	0,3	0,26	0,22	0,19	0,17	0,15	0,13
	0,3	0,074	0,052	0,04	0,035	0,033	0,028	0,028	0,027	0,026	0,025	0,025	0,026
	4,73	10,27	11,15	11,5	11,43	11,52	11,71	9,29	8,15	7,3	6,8	6	5
P, кН	280	129	119	115	116	115	124	142	162	181	195	221	265

Таблица 8 Определение потребной тяги и мощности (m=100 т)

Параметры
V м/с	65,7	83,3	97,2	111	123,8	137	153	167	181	194	208	222
V км/ч	236,5	300	350	400	445,6	500	550	600	650	700	750	800
M	0,19	0,24	0,29	0,33	0,36	0,4	0,45	0,49	0,53	0,57	0,61	0,65
	1,42	0,88	0,65	0,5	0,4	0,33	0,26	0,22	0,19	0,16	0,14	0,12
	0,3	0,094	0,06	0,044	0,035	0,03	0,028	0,026	0,026	0,025	0,026	0,026
	4,73	9,36	10,83	11,36	11,43	11	9,29	8,46	7,3	6,4	5,38	4,62
P, кН	238	120	104	99	99	102	121	133	154	176	209	244

Таблица 9 Влияние изменения массы на кривые потребных тяг (H=0 км)

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	ДP
m=155 т	275	500	875	192
m=135т	255	475	885	214
m=115 т	235	425	895	234

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полёта

Используя данные табл.6 покажем на графике (рис.4) изменение скоростей в зависимости от высоты полета, штрихпунктирными линиями покажем влияние уменьшения массы на характерные скорости, ограничения скорости полета по максимальному скоростному напору qmax и предельному числу М полета. летный посадочный самолет вираж

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 ДP.

Таблица 10 Изменение скоростей с увеличением высоты полета.

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	ДP	Vqmax	Vmax m
H1=0	275	500	875	194	607	943
H2=4	340	600	875	140	742	900
H3=6	380	650	880	107	828	878
H4=11	665	700	725	4	1112	817

2.5 Определение вертикальной скорости набора высоты

Вертикальная скорость самолета определяется по формуле:

,

где - избыток тяги при данной скорости полёта самолета.

Для нахождения наибольшей вертикальной скорости определим наибольший запас . При использовании кривых тяг следует для каждой высоты найти ДР для нескольких скоростей V и подсчитать . Затем, построив вспомогательную кривую =f(V), определим по ней и соответствующую скорость Vнв наб (рис.5).

Занесем рассчитанные параметры для высот 0, 4, 6, 11 км в следующие таблицы:

H=0 км Таблица 11

V, км/ч	ДP · V, Вт	Vy max
275	2139	0,7
350	17500	5,76
400	21333	7,02
450	24000	7,9
500	25972	8,55
550	27194	8,95
600	27333	9,0
650	25278	8,32
700	22167	7,3
750	17917	5,9
800	12889	4,24
850	5667	1,87

Vнв наб = 600 км/ч

H=4 км Таблица 12

V, км/ч	ДP · V, Вт	Vy max
340	0	0
400	11333	3,7
450	16625	5,5
500	19306	6,4
550	21083	6,9
600	22333	7,4
650	24194	8,0
700	20611	6,8
750	17500	5,8
800	12889	4,2
850	6139	2,0
900	-9500	-3,1

Vнв наб = 650 км/ч

H=6 км Таблица 13

V, км/ч	ДP * V, Вт	Vy max
380	0	2,6
400	4222	1,4
450	11000	3,6
500	14444	4,8
550	16500	5,4
600	17667	5,8
650	18417	6,1
700	18278	6,0
750	16667	5,5
800	12000	3,9
850	5667	1,9
900	-9000	-3,0

Vнв наб = 650 км/ч

H=11 км Таблица 14

V, км/ч	ДP · V, Вт	Vy max
665	0	0
700	777,8	0,26
750	-1250	-0,41
800	-5333	-1,76
850	-11806	-3,89

Vнв наб = 700 км/ч

Изменение (ДP · V)max, Vymax, Vнвнаб с высотой Таблица 15

Параметры	(ДP · V)max, кВт	Vymax, м/с	Vнвнаб, км/ч
Н1=0	27333	9,0	600
Н2=4	24194	8,0	650
Н3=6	18417	6,1	650
Н4=11	777,8	0,26	700

При помощи табл.15 построим кривую =f(H) и определим теоретический и практический потолки самолета (рис.8).

2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условиях

Произведем расчет для определения скорости отрыва (Vотр), длины разбега (Lр) , длины воздушного участка (Lву) и длины взлетной дистанции (Lвзл), которая складывается из длины разбега и длины разгона с набором высоты 10,7 м над уровнем ВПП. Расчетная взлетная масса = 155 т. Взлет производится с закрылками, отклоненными на 30° , и предкрылками, отклоненными на 14°.

Для расчетов активно использовались зависимости Cya(б) и Cya(Сxa) для взлетной и посадочной конфигурации ВС.

а) Скорость отрыва самолета определяется по формуле:

Vотр = 1,15 * VminT= 1,15 * 59,3 = 68,2м/с= 245,5 км/ч,

Где

T = 59,3 м/с = 213,5 км/ч

- минимальная теоретическая скорость при механизации, выпущенной во взлетное положение(Сymax = 2,35).

б) Длина разбега вычисляется по приближенной формуле:

= 1137м

Среднее значение тяги силовых установок при работе их на взлетном режиме вычисляется по формуле:

Рср = = = 362,5 кН,

где и - тяга силовых установок на исполнительном старте и при скорости отрыва.

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

в) Длина воздушного участка с набором 10.7 м вычисляется по приближенной формуле:

LВУ = 208,4 м

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

V2= 1,2 * VminT = V2 = 1,2 * 59,3 * 3,6 =256,2 км/ч,

,

отр - избыток тяги в момент отрыва;

= (P - )2

- избыток тяги в конце взлетной дистанции (h = 10,7 м);

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

При этом для заданной скорости ( и ) выделяется значение и , а затем сила лобового сопротивления рассчитывается по формуле:

- значение для

Н - значение для

Отсюда следует, что величина равняется:

,

,



Отсюда следует, что величина равняется:

,

г) Длина взлетной дистанции определяется по формуле:

LВЗЛ = LР + LВУ = 1137 + 208 = 1345 м

Рис. 9. Схема взлета самолета

2.7 Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

Произведем расчет для определения скорости захода на посадку, посадочной скорости, длины пробега, длины воздушного участка (складывается из длины снижения, длины выравнивания и выдерживания) и посадочной дистанции.

Посадка производится с закрылками, отклоненными на 40°, и предкрылками, отклоненными на 17°.

Расчетная посадочная масса:

= - 0,8( = 155000 - 0,8(46500) = 117800 кг=117,8 т

где = 30% от взлетной массы воздушного судна.

= 0,3 * 155000 = 46500 кг

а) Посадочная скорость:

=55,2 м/с=199 км/ч ,

где Сymax - максимальное значение в посадочной конфигурации ВС (=2,97)

б) Длина пробега вычисляется по приближенной формуле:

Lпр = м

где Кст- аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки (бст=1,5°; Кст=9,5)

fпр = 0,25 - приведенный коэффициент трения на пробеге.

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

LВВ = 1085 м ,

где h = 6 - 10 м (в среднем 8м) - высота начала выравнивания

VЗП = 1,3 * VminT = 1,3 * 59,3 =77 м/с= 277,5 км/ч

- скорость в начале выравнивания

Кср=7 - среднее аэродинамическое качество на выравнивании и выдерживании.

г) Длина предпосадочного снижения:

Lсн = (15 - h) = (15 - 8) * 21,5 = 150,5 м ,

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

д) Длина воздушного участка:

LВУ = Lсн + Lвв = 150,5 + 1085 = 1235,5 м

е) Длина посадочной дистанции:

LПОС = LВУ + Lпр = 1235,5 + 777 = 2012,5 м

Рис.10. Схема посадки самолета



3. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража

Расчет произведен для взлетной массы = 155т на высоте Hрасч, крен= 2км. При расчете использовались основные соотношения между скоростью и тягой на вираже в горизонтальном полёте:

Vв, Pв - аналогичные параметры на вираже;

tв, rв - время и радиус виража.

Данные расчетов занесены в следующую таблицу:

Таблица 16

Угол крена г, град.	cos г	ny	Vв нв км/ч	Pn, Н	rв, м	tв, с	Vсв, км/ч	Vmax, км/ч
0°	1,000	1,000	550	0,0	0,0	0,0	266,6	1155,0
°	0,966	1,035	475	107506,4	6626,6	315,3	271,2	1095,0
30°	0,866	1,155	591	119893,7	4761,3	181,2	286,4	1095,0
45°	0,707	1,414	654	146803,2	3366,9	116,4	316,9	1105,0
60°	0,500	1,998	777	207503,0	2745,0	79,8	376,8	1075,0
70	0,343	2,919	850	303112,2	2072,4	55,1	0,3	1150,0

По данным расчетов построим графики (рис.11). Затем строим кривую минимальных потребных тяг на вираже в зависимости от угла крена и определяем область допустимых виражей.

Результаты расчетов. Выводы.

Основные летно-технические характеристики ИЛ-76

Таблица 17

Наименование летно-технических характеристик	Результаты расчетов
1. Практический потолок, м	10800
2. Посадочная скорость, км/ч	199
3. Длина пробега, м	777
4. Посадочная дистанция, м	2012,5
5. Скорость отрыва, км/ч	245,5
6. Длина разбега, м	1137
7. Взлетная дистанция, м	1345
8. Минимальный радиус виража на высоте, м	2072,4
9. Время виража, с	55
10. Потребная взлетная тяга, кН	397

1632925(0,2+ 0,043)=396801 Н

Потребная тяга из условия продолжения взлета с одним отказавшим двигателем равна

где И=1,5°

= 14,5

1) В результате выполненной курсовой работы, необходимо отметить, что летно-технические характеристики самолета ИЛ-76 с двигателями Д-30 КП и взлетной массой 155т несколько отличаются от значений, которые мы можем увидеть в практической аэродинамике самолета. В частности отличается максимальное качество самолета. В ходе работы было рассчитано , в то время как в практической аэродинамике значение другое . В процессе анализа полученных результатов, был также выявлен ряд других несоответствий данных из практической аэродинамики и данных в методических указаниях. Например: На высоте Н=0км минимальная теоретическая скорость составила - 275 км/ч, наивыгоднейшая скорость горизонтального полета - 517 км/ч, максимальная скорость горизонтального полета - 875 км/ч.

Скорость отрыва самолета с выпущенной механизацией во взлетное положение скорость отрыва получилась меньше. Исходя из этого, можно сделать вывод, что длина разбега, длина воздушного участка и длина взлетной дистанции оказались меньше. Впрочем, результаты расчета посадочных характеристик самолета оказались довольно схожими с практической аэродинамикой самолета ИЛ-76.

В ходе расчетов характеристик самолета при выполнении установившегося виража на высоте Н=2км было выявлено, что предельным углом крена по тяге является крен равный 60°. В свою очередь крен равный 70°, соответствующий максимально допустимой эксплуатационной перегрузке является невыполнимым в связи с отрицательным избытком тяги. Это объясняется тем, что, исходя из расчетов, потребная тяга лежит выше располагаемой.

2) Изменение высоты полета влияет на летно-технические характеристики самолета в связи с изменением температуры воздуха, его плотности, давления и удельного расхода топлива. С увеличением высоты плотность воздуха уменьшается, следовательно располагаемые тяга и мощность также уменьшаются, а значит все характерные скорости горизонтального полета увеличиваются, за исключением максимальной скорости, которая зависит от высотных характеристик двигателя. Мы можем заметить, что графики потребной тяги сместились вправо, что соответствует данным практической аэродинамики. На основании формулы потребной тяги горизонтального полета

можно сделать вывод, что потребная тяга установившегося горизонтального полета не зависит от изменения высоты. Уменьшается избыток тяги, падает угол набора и вертикальная скорость. Приборная скорость на любых высотах остается постоянной, так как она определяется по стандартной плотности в нормальных условиях.

С изменением полетной массы в связи с выработкой топлива значительно изменяются лётно-технические характеристики самолёта. Для выполнения горизонтального полёта с меньшей полётной массой необходима меньшая подъемная сила, а значит, при том же угле атаки и высоте полета необходима меньшая скорость и меньшая тяга. При постоянном режиме работы двигателя и уменьшении массы, увеличивается избыток тяги, и соответственно улучшаются характеристики набора и и Vy max. При уменьшении полётной массы (m=115 т), уменьшаются все характерные скорости (Vсв=235 км/ч; Vнв=425км/ч) за исключением максимальной, она возрастает (Vmax=895км/ч). Таким образом, расширяется диапазон скоростей горизонтального полёта.

3) Как видно из графика потребных и располагаемых тяг, диапазон скоростей уменьшается с поднятием на высоту, т.к. все характерные скорости увеличиваются с увеличением высоты, исключение составляет Vmax .

4) В целях обеспечения безопасности полета минимальная и максимальная скорости ограничиваются. Минимальная скорость горизонтального полета самолета ограничивается из условий сваливания (). обычно ограничивается из условий жесткости и прочности конструкции, и так как нагрузки на конструкцию зависят от величины скоростного напора, это ограничение называется ограничением по скоростному напору. В данном случае оно существует до высоты 6600 м. Этой скорости на каждой высоте соответствует скоростной напор . При ее значительном превышении возможны остаточные деформации планера, а при более значительном превышении и разрушение самолета. При полете на больших эшелонах (выше 7км) главным критерием ограничения скорости является допустимое число Маха. Мдоп для самолета со стреловидным крылом определяется по управляемости, а с прямым устойчивостью самолета. Для самолета ИЛ-76( как для самолета с прямым крылом) при превышении M=0,77 происходит ухудшение продольной устойчивости по скорости, обратная реакция самолета по крену, непроизвольное появление крена при несимметричном перераспределении давления на поверхности крыла, вибрация самолета при наличии волнового срыва пограничного слоя, самолет становится неустойчивым в поперечном отношении.

5) С увеличением высоты скорость установившегося подъема уменьшится до нуля, это связано с тем, что избыток тяги уменьшается до определенной высоты и становится равным нулю. На этой высоте и выше самолет не имеет возможности совершать установившийся подъем.

Высота полета, на которой вертикальная скорость установившегося подъема равна нулю, называется теоретическим потолком самолета (Hт=11200м).

На теоретическом потолке избытка тяги нет, поэтому возможен только горизонтальный полет и только на наивыгоднейшем угле атаки (и только на наивыгоднейшей скорости), на котором наименьшая потребная тяга. Диапазон скоростей условно считают, что при этом равен нулю.

При установившемся подъеме самолет практически не может достигнуть теоретического потолка, так как по мере приближения к нему избыток тяги становится настолько мал, что для набора оставшейся высоты потребуется затратить слишком много времени и топлива. Из-за отсутствия избытка тяги полет на теоретическом потолке практически невозможен, потому что любые нарушения режима полета без избытка тяги нельзя устранить. Например, при случайно образовавшемся даже небольшом крене самолет теряет значительную высоту. Поэтому кроме понятия теоретического (статического) потолка введено понятие так называемого практического потолка. (Hп=10800м), на котором условно считается, что вертикальная скорость подъема равна 0,5 м/с.



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.

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

3. Практическая аэродинамика самолета ИЛ-76: Учебник. / В.П. Бехтир, В.М. Ржевский, В.Г. Ципенко - М.: Воздушный транспорт, 1995 - 184 с.

Размещено на Allbest.ru