Расчет параметров полета Ил-96–300

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Общий вид самолёта Ил-96-300

самолет летный вираж технический

1.1 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

	0	2	4	6	8	12	16	20	22
С	-0,2	0	0,2	0,4	0,6	0,95	1,25	1,38	1,4

Зависимость коэффициента от коэффициента и числа М

М		0	0,1	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,4
М 0,5		0,02	0,02	0,025	0,03	0,07	0,12	0,15	0, 25	0,45
М = 0,7		0,02	0,02	0,027	0,04	0,09	0,15	0,2	0,3	-
М = 0,84		0,05	0,052	0,07	0,08	0,01	0,17	0,22	-	-
М = 0,9		0,07	0,072	0,08	0,09	0,13	0,22	0,23	-	-

Основные параметры самолёта и двигателя

S,	L, м	, кН	, кН
300	50	120	95	0,77	17400	30	0,4

Взлётная масса:

Расчетные высоты: 0, 4, 8, 12 км

Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка



2. Расчёт лётно-технических характеристик ВС

2.1 Построение полётных поляр транспортного ВС

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.

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

Таблица 1

Н, км	Н1=0	Н2=4	Н3=8	Н4=12
с, кг/	1,2260	0,8194	0,5259	0,3118
а, м/с	340,2	324,5	308	295,1
А=2G/ сS	0,0829	0,1363	0,2357	0,4331
Значения Cya	0,5	0,3315	0,5452	0,9429	1,7324
	0,7	0,1691	0,2782	0,4811	0,8839
	0,8	0,1295	0,2130	0,3683	0,6767
	0,9	0,1023	0,1683	0,2910	0,5347

2.2 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 Р_п 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 с_у изменяется от C_Уmax до c_v, соответствующей максимальной скорости V_max, за которую принемаем 900 км/ч (250 м/с).

Каждому значению с_у соответствует определенная скорость горизонтального полета на высоте и определенное значение с_х, снимаемое с полетной поляры. (рис 2)

В качестве одного из расчетных значений Cyа берём Cyнв, 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

1. Задаёмся рядом скоростей от Vсв зависящих от Cy_mяx, до 800 км/ч.

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

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

4. По значениям Cy и Cx вычисляем .

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

Определение потребной тяги (Н = 0 км)

Параметр	С уа1	С уа2	С уа3	С уа4	С уа5	С уа6	С уа7=нв	С уа8	С уа9	С уа10	С уа11	С уа12
V м/с	82,8	97	111	124	138	152	166	180	194	208	222	235,5
V км/ч	298	348	398	448	498	548	598	648	698	748	798	848
M	0,24	0,28	0,32	0,37	0,41	0,45	0,49	0,53	0,57	0,61	0,65	0,69
Cy	1,400	1,027	0,785	0,619	0,501	0,414	0,348	0,296	0,255	0,222	0,195	0,173
Cx	0,45	0,16	0,096	0,068	0,054	0,047	0,04	0,036	0,032	0,03	0,028	0,030
	3,11	6,42	8,18	9,11	9,28	8,81	8,69	8,22	7,97	7,41	6,97	5,76
P, кН	567	275	216	194	190	200	203	214	221	238	253	306

Определение потребной тяги (Н = 4 км)

Параметр	С уа1	С уа2	С уа3	С уа4	С уа5	С уа6	С уа7	С уа8=нв	С уа9	С уа10	С уа11	С уа12
V м/с	91,3	105	119	133	147	161	175	189	202	216	230	244
V км/ч	329	379	429	479	529	579	629	679	729	779	829	879
M	0,27	0,32	0,36	0,40	0,44	0,48	0,53	0,57	0,61	0,65	0,69	0,73
Cy	1,400	1,055	0,823	0,660	0,541	0,452	0,383	0,328	0,285	0,250	0,220	0,196
Cx	0,45	0,178	0,11	0,078	0,06	0,052	0,046	0,045	0,041	0,039	0,042	0,046
	3,11	5,93	7,48	8,46	9,02	8,69	8,32	7,30	6,95	6,40	5,25	4,26
P, кН	567	297	235	208	195	203	211	241	253	275	336	414

Определение потребной тяги (Н = 8 км)

Параметр	С уа1	С уа2	С уа3	С уа4	С уа5	С уа6	С уа7	С уа8	С уа9=нв	С уа10	С уа11	С уа12
V м/с	119,3	133	147	161	175	189	203	217	230	244	258	272
V км/ч	430	480	530	580	630	680	730	780	830	880	930	980
M	0,38	0,43	0,47	0,52	0,56	0,60	0,65	0,69	0,74	0,78	0,83	0,87
Cy	1,400	1,123	0,921	0,769	0,652	0,559	0,485	0,425	0,375	0,334	0,299	0,269
Cx	0,45	0,19	0,13	0,09	0,072	0,063	0,057	0,054	0,053	0,0517	0,059	0,062
	3,11	5,91	7,09	8,55	9,05	8,88	8,51	7,87	7,08	6,46	5,07	4,34
P, кН	567	298	248	206	194	198	207	224	249	273	348	406

Определение потребной тяги (Н = 12 км)

Параметр	С уа1	С уа2	С уа3	С уа4	С уа5	С уа6	С уа7	С уа8=нв	С уа9	С уа10	С уа11	С уа12
V м/с	151,7	166	180	193	207	221	235	249	263	277	291	305
V км/ч	546	596	646	696	746	796	846	896	946	996	1046	1096
M	0,51	0,56	0,61	0,66	0,70	0,75	0,80	0,84	0,89	0,94	0,98	1,03
Cy	1,400	1,175	1,000	0,862	0,750	0,659	0,583	0,520	0,467	0,421	0,382	0,348
Cx	0,45	0,26	0,184	0,143	0,138	0,13	0,122	0,113	0,12	0,122	0,124	0,127
	3,11	4,52	5,44	6,03	5,44	5,07	4,78	4,60	3,89	3,45	3,08	2,74
P, кН	567	390	324	292	324	348	368	383	453	511	573	644

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.

Изменение характерных скоростей и избытка тяги с увеличением высоты

Параметры	Vсв	Vнв ист	Vmax	ДP, кН
H=0	298	475	870	210
H=4	329	533	815	175
H=8	430	633	733	25
H=12	546	700	-	-190

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.

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

Параметры	Vсв	Vнв	Vmax	ДP кН
m=230 т	333	533	833	160
m=200 т	310	500	860	200
m=180 т	300	466	880	220

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полёта

Используя данные с таблицы 3 покажем изменение скоростей в зависимости от высоты, вплоть до теоретического потолка.

На графике показываем ограничения скорости полета по максимальному скоростному напору q_max 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 ДP.

Запишем полученные данные в таблицу:



Параметры	Vсв	Vнв пр	Vmax	ДP кН	Vqmax	Vmax np
H0	298	436	870	210	607	870
H4	364	436	815	175	742	666
H8	455	436	733	25	926	480
H12	591	436	-	-190	1203	-

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 ДР 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, 4 км

H=0 км

V	ДP*V	Vymax
475	27708	15,4
375	19792	11,0
425	23611	13,1
525	26250	14,6
575	23958	13,3
625	20833	11,6
675	19688	10,9

H=4 км

V	ДP*V	Vymax
533	25910	14,4
433	17440	9,7
483	20125	11,2
583	21863	12,1
633	20221	11,2
683	18972	10,5
733	15271	8,5

H=8 км

V	ДP*V	Vymax
633	4396	2,4
533	-3701	-2,1
583	2429	1,3
683	1897	1,1
733	0	0,0
783	-3263	-1,8
833	-11569	-6,4

H=12 км

V	ДP*V	Vymax
700	-36944	-20,5
600	-45833	-25,5
650	-37917	-21,1
750	-45833	-25,5
800	-55556	-30,9
850	-63750	-35,4
900	-81250	-45,1

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

H, км	Vymax
0	15,4
4	14,4
8	2,4
12	-20,5



2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условиях

Расчет ведется для заданной взлетной массы 220 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(б) иCy(Cx) для взлетной и посадочной конфигурации самолета (рисунок Х).

а) Скорость отрыва самолета определяется по формуле:

Vотр = 1,15 * Vmin_T= 1,15 * 82,8= 95,2 м/с=342 км/ч

где_T =82,8 м/с=298 км/ч - минимальная теоретическая скорость при механизации, выпущенной во взлетное положение (Сymax = 1,8).

б) Длина разбега вычисляется по приближенной формуле:

= 2536 м

Среднее значение тяги силовых установок при работе их на взлетном режиме равно = = 440 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 Lр.н. вычисляется по приближенной формуле:

Lву = 667 м

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

V₂ = 1,2 * Vmin_T=V₂ = 1,2 *80,7=97 м/с=349,2 км/ч

= 160 кН

Где отр- избыток тяги в момент отрыва, = (P - X)₁₀ - 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 + Lву = 2536+ 667 =3203 м

Схема взлета:

2.7 Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

Расчет ведется для посадочной массы самолета:

= - 0,8 ( = 220000 - 70400 = 149600 кг

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

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:

=69,2 м/с=249 км/ч (Сymax =2,4).

б) Длина пробега вычисляется по формуле:

Lпр = 1102 м

где - аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки, принимается 1 - 3°; Кст = 1,9

= 0,25 - приведенный коэффициент трения на пробеге.

Величина определяется для самолетов с ТРД по поляре.

в) Длина участка выравнивания и выдерживания определяется по формуле:

Lвв =  500 м

где h = 8 м - высота выравнивания

= 1,3 * 80,7 м/с=104,91 м/с=377 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 и = 2°40` - угол наклона глиссады.

д) Длина посадочной дистанции:

Lпос = Lсн + Lвв+ Lпр = 150,5 + 500 + 1102 = 1752,5 м

Схема посадки:



3. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража

Данные расчётов заносим в таблицы:

Угол крена град	cos	ny	Vвнв, км/ч	Рв, кН	Rв, м	tв, с	Vсв, км/ч	Vmax, км/ч
0	1,00	1,00	530	204			312	790
15	0,97	1,04	535	211	8564	358	318	760
30	0,87	1,15	545	235	4429	176	335	750
45	0,71	1,41	600	288	3124	112	371	730
57	0,55	1,83	700	374	2030	73	423	670



Выводы о проделанной работе

1. Произведенные в курсовой работе расчеты лётно - технических характеристик самолета Ил-96-300 с двигателями ПС-90А занесем в таблицу:

Основные летно-технические характеристики Ил-96-300

Наименование летно-технических характеристик	Результаты расчета
1. Практический потолок, м	8500
2. Посадочная скорость, км/ч	249
3. Длина пробега, м	1102
4. Посадочная дистанция, м	1752,5
5. Скорость отрыва, км/ч	342
6. Длина разбега, м	2536
7. Взлетная дистанция, м	3203
8. Минимальный радиус виража на высоте, м	2030
9. Время виража, с	73
10. Потребная взлетная тяга, кН	420

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. Ya = G. Для выполнения этого условия при постоянных массе и угле атаки на большой высоте, где плотность воздуха меньше, истинная скорость горизонтального полёты 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 Ya = 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 приодно и той же массе самолета имеет большое значение и в обеспечении безопасности полета, так как позволяет пилоту определять режим полёты (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. Диапазоном скоростей горизонтального полета называется разность между максимальной и практической минимальной скоростями на одной и той же высоте полета. Следовательно, диапазон скоростей горизонтального полета будет равен Д=Vmax-Vпр.min

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. 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, потому что ее величина определяется характеристиками двигателя. Обычно Vmax увеличивается до определенной высоты, затем Vmax уменьшается.

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 300 м.

Размещено на Allbest.ru