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

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 Ту-154 с турбореактивными двигателями 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 для данной высоты. Диапазон ограничений по скорости взят из руководства по летной эксплуатации самолета Ту-154. Vmin. пр. =398 км/ч в полетной конфигурации для полетного веса 93т. Vmax.пр.= 600 км/ч до высоты 7000 м. Vmax.пр.= 575 км/ч от высоты 7000 и выше. Далее эти приборные скорости переводим в истинные для соответствующей высоты (в соответствии с (5) стр.78).

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 Ту-154 определяем с помощью типовых характеристик (приложение 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 из условия равенства сил тяги двигателей и сопротивления воздуха на самолет в равномерном прямолинейном полете .

По полётной поляре определяем угол атаки самолёта.

Все результаты заносятся в таблицы для соответствующих высот 0, 5, 8 и 10 км.

По полученным данным строим потребные тяги. Затем на этом же графике наносим располагаемые тяги для заданных расчетных высот (рис. 3).

Таблица 5. Определение потребной тяги Н = 0 км (а=340,2 ?=1,226)

Таблица 6. Определение потребной тяги Н = 5 км (а=320,5 ?=0,7365)

Таблица 7. Определение потребной тяги Н = 8 км (а=380 ?=0,5259)

Таблица 8. Определение потребной тяги Н = 10 км (а=299,4 ?=0,4136)

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 с увеличением высоты смещается вправо в системе координат (рис. 3).

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 9. Изменение характерных скоростей и избытка тяги с увеличением высоты

2.3 Влияние изменения массы на лётные характеристики

При выполнении полета на самолете Ту154 в результате выгорания топлива масса самолета уменьшается. Уменьшение полетной массы вызывает значительное изменение летных характеристик самолета. Для выполнения горизонтального полета с тем же углом атаки, но с меньшей массой, необходима меньшая скорость, а для получения меньшей скорости нужна меньшая тяга. Поэтому на графике вся кривая потребной тяги при меньшей массе смещается вниз и влево. Это приводит к уменьшению минимальной скорости (наивыгоднейшей), к увеличению максимальной скорости, избытку тяги, а значит, угла набора и вертикальной скорости.

Таблица 10. Влияние изменения массы на кривые потребных тяг (H=0 км)

Таблица 11. M1=85000кг

Таблица 12. M1=80000кг

Рис. 4 Влияние изменения массы самолета на характеристики

(Н=0, m=80,85, 93т)

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.

По кривым потребных и располагаемых тяг определим на данных высотах характерные скорости горизонтального полета самолета:

- максимальную Vmax;

- теоретическую минимальную Vmint (скорость сваливания);

- экономическую Vэк;

- наивыгоднейшую Vнв.

Минимальную теоретическую скорость Vmint вычислим из условия выполнения горизонтального полета при Cy max . Эту величину на больших высотах следует проверять по кривым потребных и располагаемых тяг определяем по пересечению кривых потребных и располагаемых тяг.

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, уменьшению избытка тяги ?P.

воздушный самолет тяга высота

Рис. 5 Диапазон скоростей горизонтального полёта.

1. Максимальные скорости полета самолета на максимальном режиме работы двигателей

2. Ограничение максимальной скорости по скоростному напору

3. Ограничение эксплуатационной минимальной скорости

4. Минимально возможная скорость горизонтального полета (скорость сваливания)

5. Ограничение скорости по числу М

Таблица 13. Изменение скоростей с увеличением высоты полета.

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 ?Р для нескольких скоростей V и подсчитать . Затем, построив вспомогательную кривую =f(V), определим по ней и соответствующую скорость Vнв наб (рис.5).

Таблица 14. Изменение (?P · V)max, Vymax, Vнвнаб с высотой

Рис. 6 График для определения наивыгоднейшей скорости набора высоты

При помощи табл.14 построим кривую =f(H) и определим теоретический и практический потолки самолета (рис.6)

Выводы

1. Произведенные в курсовой работе расчеты лётно - технических характеристик самолета Ту-154 с двигателями ТРДД Д-30КУ-154 приближенно совпадают с характеристиками реального ВС (РЛЭ Ту-154, практическая аэродинамика самолёта Ту-154). Сравнение основных расчетных и реальных характеристик сведены в таблицу(m= 93т, H=0):

Таким образом, можно сделать вывод, что расчетные данные с определенными погрешностями схожи с реальными данными, взятыми из руководства.

2. При выполнении полета на современном пассажирском самолете полётная масса значительно уменьшается, вследствие выработки топлива. Такое изменение полётной массы вызывает значительное изменение лётных характеристик самолёта. Для выполнения горизонтального полёта с меньшей полётной массой необходима меньшая подъемная сила, значит, при этом же угле атаки и высоте полета необходима меньшая скорость и меньшая тяга.

При уменьшении массы каждая точка потребной тяги смещается вниз и влево. Это значит, что увеличивается максимальная скорость, избыток тяги, а значит, угол набора и вертикальная скорость. Уменьшаются также скорости наивыгоднейшая и сваливания.

Рассмотрим горизонтальный полёт на различных высотах при одних и тех же полётной массе и угле атаке. При выполнении горизонтального полёта на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъёмной силы и силы тяжести самолета, т.к. Yа = G. Для выполнения этого условия при постоянных массе и угле атаки на большой высоте, где плотность воздуха меньше, истинная скорость горизонтального полёта должна быть больше, но приборная скорость остается постоянной.

Сохранение приборной скорости при любом постоянном угле атаки на различных высотах объясняется тем, что приборная скорость определяется по динамическому давлению:

.

С поднятием на высоту для сохранения равенства Yа = G при постоянном угле атаки квадрат истинной скорости полета увеличивается во столько раз, во сколько уменьшается плотность воздуха.

Для определения истинной скорости необходимо значение приборной скорости умножить на высотный коэффициент:

,

где значение и берут из таблицы стандартной атмосферы.

Сохранение приборной скорости при любом постоянном угле атаки на всех высотах при одной и той же массе самолета имеет большое значение и в обеспечении безопасности полета, так как позволяет пилоту определять режим полёта (угол атаки). Минимально допустимые скорости полёта для всех высот устанавливаются по приборной скорости.

С увеличением высоты полёта величина избытка тяги уменьшается, в основном, за счет падения располагаемой тяги из-за уменьшения плотности воздуха.

3. Как видно из графика потребных и располагаемых мощностей, диапазон скоростей уменьшается с поднятием на высоту, т.к. все характерные скорости увеличиваются с увеличением высоты, исключение составляет Vmax , потому что ее величина определяется характеристиками двигателя.

В целях обеспечения безопасности полета минимальная и максимальная скорости ограничиваются. Минимальная допустимая скорость определяется с учетом 30% запаса от скорости сваливания. Максимальная скорость обычно ограничивается по прочности и жесткости конструкции, т.к. нагрузки на конструкцию определяются величиной скоростного напора, это ограничение называют ограничением по скоростному напору.

4. Причины ограничения скорости по предельным режимам, по скоростям и числу М. При превышении максимально допустимой скорости возможно появление остаточной деформации планера, срок службы планера самолета сокращается, также наблюдается ухудшение характеристик устойчивости и управляемости.

5. 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.

6. С подъемом на высоту избыток тяги уменьшается и на какой-то определенной высоте становится равным нулю. А это значит, что и вертикальная скорость установившегося подъема тоже уменьшится до нуля. На этой высоте и выше самолет не имеет возможности совершать установившийся подъем.

Высота полета, на которой вертикальная скорость установившегося подъема равна нулю, называется теоретическим (или статическим) потолком самолета.

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 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 (проваливается). Поэтому кроме понятия теоретического (статического) потолка введено понятие так называемого практического потолка.

Условно считают, что практический потолок самолета есть высота, на которой максимальная вертикальная скорость подъема равна 0,5 м/с.

Разница между теоретическим и практическим потолком у современных самолетов невелика и не превышает 200 м.

Список использованных источников

1. Аэродинамика. Методические указания по выполнению курсовой работы - УВАУ ГА 2008 г.

2. РЛЭ самолета Ту-154 Раздел 2. Общие эксплуатационные ограничения

3. РЛЭ самолета Ту-154 Раздел 7. Летные характеристики

4. РЛЭ самолета Ту-154 Рахдел 9. Приложения

5. Самолетовождение. М.А. Черный, В.И. Кораблин - Москва "Транспорт" 1973 г.

6. Практическая аэродинамика самолета Ту-154 В.П. Бехтир, В.М. Ржевский, В.Г. Ципенко - Москва Воздушный транспорт, 1997 г.

7. Динамика полета транспортных летательных аппаратов. Под ред. Жукова А.Я. - Москва: Транспорт, 1996.

Размещено на Allbest.ru