Размещено на http://www.allbest.ru/

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»

на тему:

«Расчет летно-технических характеристик транспортного ВС»

Выполнил: курсант группы П-17-8

Тарбаева В.А.

Вариант № 4 (тип ВС Як-42), код 6/7

Руководитель: старший преподаватель

Мирошин А.Н.

Ульяновск 2020 г.



Содержание

• 1. Анализ исходных данных
• 1.1 Общий вид самолета Як-4
• 1.2 Исходные данные для расчета
• 2. Расчёт лётно - технических характеристик ВС при всех работающих двигателях
• 2.1 Построение полетных поляр транспортного ВС
• 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
• 4. Анализ полученных результатов и выводы
• Список использованных источников


1. Анализ исходных данных

1.1 Общий вид самолета Як-42

Рис. 1 Общий вид самолета Як-42

1.2 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.

Таблица 1

Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки (рис. 2)

	0	2	4	6	8	12	16	18*
Сya	-0,08	0,1	0,28	0,46	0,62	0,99	1,34	1,47*

Таблица 2

Зависимость коэффициента от коэффициента и числа М (рис. 2)

М	Cya	0	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,4	1,47
M0,5	Cxa	0,022	0,026	0,032	0,041	0,055	0,077	0,103	0,144	0,18
M=0,6	Cxa	0,022	0,026	0,032	0,043	0,061	0,093	0,136	-	-
M=0,7	Cxa	0,022	0,026	0,032	0,045	0,07	0,115	-	-	-
M=0,8	Cxa	0,027	0,028	0,038	0,055	0,095	-	-	-	-
M=0,9	Cxa	0,047	0,06	0,089	0,148	-	-	-	-	-

Таблица 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
142	35	63	54	0,85	23000	30	0,25

Взлётная масса:

Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка

Расчетные высоты: 0; 3; 8; 10 км

Расчетная высота крена: 0 км



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

2.1 Построение полетных поляр

Если на постоянной высоте выполнять прямолинейный установившийся горизонтальный полет с различными скоростями (различными числами М), будет изменяться потребный угол атаки и коэффициент подъемной силы. Из условия постоянства высоты полета (Ya =G) в горизонтальном полете можно получить:

,

где на высоте и при неизменном весе самолёта есть величина постоянная. Все расчеты проводятся в системе СИ.

Полетные поляры наносятся на семейство поляр, полученных для различных чисел М полета (рис.2). Выполняя полет на постоянной высоте с различными скоростями (числами М полета), самолет как бы переходит с одной поляры на другую, соответствующим образом изменяя угол атаки.

Таблица 4

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

Н, км	0	3	8	10
с, кг/м3	1,225	0,9093	0,5258	0,4135
а, м/с	340,3	328,6	308,1	299,6
A= 2G/сSa2	0,0458	0,0661	0,1301	0,1748
Значения Cya	M=0,5	0,1832	0,2644	0,5204	0,6992
	M=0,6	0,1272	0,1836	0,3614	0,4855
	M=0,7	0,0935	0,1349	0,2655	0,3567
	M=0,8	0,0716	0,1033	0,2033	0,2731
	M=0,9	0,0565	0,0816	0,1606	0,2158

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 Як-42 с турбореактивными двигателями необходимо использовать кривые потребных и располагаемых тяг. 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. самолёт двигатель скорость полет

Находим и наносим наиболее характерные скорости полета самолета. При этом величина изменяется от до , соответствующей максимальной скорости V_maх.

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 .

Рис.3 Исходные данные Як-42

Рис.4 Располагаемые тяги двигателя Д-36 самолета Як-42

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 км) 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 5

Определение потребной тяги (Н = 0 км)

П-ры	Суa1= Суamax	Суa2	Суa3	Суa4= Суанаив	Суa5	Суa6	Суa7	Суa8	Суa9	Суa10	Суa11	Суa12	Суa13	Суa14	Суa15	Суa16
V,м/с	60,1	69,4	83,3	89,4	97,2	111,1	125	138,9	152,8	166,7	180,6	194,4	208,3	222,2	236,1	250
V,км/ч	216	250	300	322	350	400	450	500	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,176	0,204	0,24	0,26	0,285	0,327	0,367	0,408	0,449	0,49	0,53	0,571	0,612	0,652	0,694	0,735
Cya	1,47	1,1	0,76	0,66	0,561	0,429	0,339	0,275	0,227	0,19	0,163	0,14	0,122	0,107	0,095	0,085
Cxa	0,18	0,089	0,05	0,044	0,037	0,0315	0,029	0,028	0,026	0,025	0,024	0,024	0,023	0,023	0,022	0,025
K=Cya/Cxa	8,17	12,36	14,9	15	14,85	13,62	11,69	9,82	8,73	7,6	6,79	5,83	5,3	4,65	4,31	3,4
Pп,Н	56504	37303	30944	30738	31048	33852	39441	46952	52814	60667	67904	79086	86994	99155	106977	135609



Таблица 6

Определение потребной тяги (Н = 3 км)

П-ры	Суa1=Суamax	Суa2	Суa3	Суa4= Суанаив	Суa5	Суa6	Суa7	Суa8	Суa9	Суa10	Суa11	Суa12	Суa13	Суa14	Суa15
V,м/с	69,7	83,3	97,2	104,2	111,1	125	138,9	152,8	166,7	180,6	194,4	208,3	222,2	236,1	250
V,км/ч	251	300	350	375	400	450	500	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,21	0,25	0,30	0,317	0,34	0,38	0,42	0,47	0,51	0,55	0,59	0,63	0,68	0,72	0,76
Cya	1,47	1,03	0,76	0,66	0,58	0,46	0,37	0,31	0,26	0,22	0,19	0,16	0,14	0,13	0,11
Cxa	0,18	0,077	0,052	0,044	0,039	0,033	0,029	0,028	0,027	0,026	0,026	0,026	0,026	0,026	0,027
K=Cya/Cxa	8,17	13,38	14,61	15	14,87	13,94	12,76	11,07	9,63	8,46	7,31	6,15	5,38	5	4,07
Pп,Н	56504	34460	31559	30738	31007	33075	36134	41650	47879	54500	63074	74971	85701	92214	113285

Таблица 7

Определение потребной тяги (Н = 8 км)

П-ры	Суa1= Суamax	Суa2	Суa3	Суa4	Суa5= Суанаив	Суa6	Суa7	Суa8	Суa9	Суa10	Суa11	Суa12	Суa13	Суa14
V,м/с	91,7	97,2	111,1	125	136,9	138,9	152,8	166,7	180,6	194,4	208,3	222,2	236,1	250
V,км/ч	330	350	400	450	493	500	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,30	0,32	0,36	0,41	0,44	0,45	0,496	0,54	0,59	0,63	0,68	0,72	0,75	0,77
Cya	1,47	1,31	1	0,79	0,66	0,64	0,53	0,44	0,39	0,33	0,28	0,25	0,22	0,2
Cxa	0,18	0,123	0,077	0,054	0,044	0,043	0,036	0,034	0,032	0,029	0,027	0,027	0,028	0,029
K=Cya/Cxa	8,17	10,65	12,99	14,63	15	14,88	14,72	12,94	12,18	11,38	10,37	9,26	7,86	6,9
Pп,Н	56435	43293	35494	31515	30783	30986	31323	35631	37855	40516	44462	49792	58660	66822

Таблица 8

Определение потребной тяги и мощности (Н = 10 км)

П-ры	Суa1= Суamax	Суa2	Суa3	Суa4	Суa5	Суa6= Суанаив	Суa7	Суa8	Суa9	Суa10	Суa11	Суa12	Суa13
V,м/с	103,3	111,1	125	138,9	152,8	154,2	166,7	180,6	194,4	208,3	222,2	236,1	250
V,км/ч	372	400	450	500	550	555	600	650	700	750	800	850	900
M	0,34	0,37	0,42	0,46	0,51	0,515	0,56	0,60	0,65	0,70	0,74	0,79	0,83
Cya	1,47	1,27	1	0,81	0,67	0,66	0,57	0,48	0,42	0,36	0,32	0,28	0,25
Cxa	0,18	0,115	0,077	0,056	0,045	0,044	0,04	0,036	0,033	0,029	0,03	0,031	0,037
K=Cya/Cxa	8,17	11,04	12,99	14,46	14,95	15	14,25	13,33	12,73	12,41	10,67	9,03	6,76
Pп,Н	56435	41764	35494	31886	30840	30783	32356	34589	36219	37153	43212	51060	68206

По полученным данным строим потребные тяги. Затем на этом же графике наносим располагаемые тяги для заданных расчетных высот. (рис.5)

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.5).

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

Параметры	Vсв, км/ч	Vнв ист,км/ч	Vmax, км/ч	ДP, Н
Н1=0 км	216	322	830	98000
Н2=3 км	251	375	795	76000
Н3=8 км	330	493	765	29000
Н4=10 км	372	555	740	16000



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.6). Для оценки влияния массы на характеристики ВС заполним таблицу для разных полетных масс.

Таблица 10

Определение потребной тяги (Н = 0 км) m=47

П-ры	Суa1=Суamax	Суa2	Суa3	наив	Суa4	Суa5	Суa6	Суa7	Суa8	Суa9	Суa10	Суa11	Суa12	Суa13	Суa14	Суa15
V,м/с	60,1	69,4	83,3	89,4	97,2	111,1	125	138,9	152,8	166,7	180,6	194,4	208,3	222,2	236,1	250
V,км/ч	216	250	300	322	350	400	450	500	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,176	0,204	0,245	0,26	0,285	0,327	0,367	0,408	0,449	0,49	0,53	0,571	0,612	0,652	0,694	0,735
Cya	1,47	1,1	0,764	0,66	0,561	0,429	0,339	0,275	0,227	0,19	0,163	0,14	0,122	0,107	0,095	0,085
Cxa	0,18	0,089	0,05	0,044	0,037	0,0315	0,029	0,028	0,026	0,025	0,024	0,024	0,023	0,023	0,022	0,025
K=Cya/Cxa	8,17	12,36	14,9	15	14,85	13,62	11,69	9,82	8,73	7,6	6,79	5,83	5,3	4,65	4,31	3,4
Pп,Н	56504	37303	30944	30738	31048	33852	39441	46952	52814	60667	67904	79086	86994	99155	106977	135609



Таблица 11

Определение потребной тяги (Н = 0 км) m=42

П-ры	Суa1=Суamax	Суa2	Суa3	наив	Суa4	Суa5	Суa6	Суa7	Суa8	Суa9	Суa10	Суa11	Суa12	Суa13	Суa14	Суa15
V,м/с	56,8	69,4	83,3	84,4	97,2	111,1	125	138,9	152,8	166,7	180,6	194,4	208,3	222,2	236,1	250
V,км/ч	204,5	250	300	304	350	400	450	500	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,167	0,204	0,245	0,25	0,285	0,327	0,367	0,408	0,449	0,49	0,53	0,571	0,612	0,652	0,694	0,735
Cya	1,47	0,98	0,683	0,66	0,5	0,384	0,303	0,246	0,203	0,170	0,145	0,125	0,109	0,096	0,085	0,076
Cxa	0,18	0,073	0,045	0,044	0,035	0,03	0,028	0,027	0,026	0,025	0,024	0,024	0,023	0,022	0,022	0,027
K=Cya/Cxa	8,17	13,42	14,9	15	14,29	12,8	10,82	9,11	7,81	6,8	6,04	5,2	4,74	4,36	3,9	2,8
Pп,Н	50431	30702	27652	27468	28833	32189	38079	45227	52755	60591	68215	74913	84924	96500	105182	147150



Таблица 12

Определение потребной тяги (Н = 0 км) m=37

П-ры	Суa1= Суamax		Суa2	наив	Суa3	Суa4	Суa5	Суa6	Суa7	Суa8	Суa9	Суa10	Суa11	Суa12	Суa13	Суa14	Суa15
V,м/с	53,3	55,6	69,4	79,4	83,3	97,2	111,1	125	138,9	152,8	166,7	180,6	194,4	208,3	222,2	236,1	250
V,км/ч	191,9	200	250	286	300	350	400	450	500	550	600	650	700	750	800	850	900
M	0,157	0,163	0,204	0,233	0,245	0,285	0,327	0,367	0,408	0,449	0,49	0,53	0,571	0,612	0,652	0,694	0,735
Cya	1,47	1,35	0,866	0,66	0,60	0,442	0,338	0,267	0,216	0,179	0,15	0,128	0,11	0,096	0,085	0,075	0,067
Cxa	0,18	0,13	0,062	0,044	0,041	0,033	0,029	0,027	0,026	0,025	0,024	0,024	0,023	0,023	0,023	0,023	0,03
K=Cya/Cxa	8,17	10,4	13,97	15	14,66	13,39	11,66	9,89	8,31	7,16	6,25	5,33	4,78	4,17	3,7	3,48	2,23
Pп,Н	44427	34901	25982	24198	24759	27108	31130	36 701	43 679	50 694	58075	68 099	75935	82043	94100	104031	162767

Таблица 13

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

Параметры	Vсв, км/ч	Vнв, км/ч	Vmax, км/ч	ДP, Н
m=47 т	216	322	830	98000
m=42 т	205	304	835	104000
m=37 т	192	286	845	107000

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полёта

Используя данные табл.9 покажем на графике (рис.7) изменение скоростей в зависимости от высоты полета, штрихпунктирными линиями покажем влияние уменьшения массы на характерные скорости, 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, уменьшению максимальной скорости, уменьшению избытка тяги ДP.

Таблица 14

Изменение скоростей с увеличением высоты полета.

Параметры	Vсв, км/ч	Vнв, км/ч	Vmax, км/ч	ДP, кН	Vqmax, км/ч	Vmax доп
H1=0 км	216	322	830	98	697	1040
H2=3 км	251	375	795	76	810	1006
H3=8 км	330	493	765	29	1065	943
H4=10 км	372	555	740	16	1201	918

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 V_{нв наб} (рис.8).

Занесем рассчитанные параметры для высот 0, 3, 8, 10 км в следующие таблицы:

Таблица 15

H=0 км

V, км/ч	V, м/с	ДP,кН	ДP · V, кВт	Vy max, м/с
250	69,4	97	6732	14,6
322	89,4	98	8851	19,2
350	97,2	96	9331	21,5
400	111,1	91	10110	21,9
425	118,1	87	10275	22,3
450	125	83	10375	22,5
475	131,9	78	10288	22,3
500	138,9	74	10279	22,3
700	194,4	31	6026	13,1

V_{нв наб} =450 км/ч



Таблица 16

H=3 км

V, км/ч	V, м/с	ДP,кН	ДP · V, кВт	Vy max, м/с
300	83,3	76	6331	13,7
375	104,2	77	8023	17,4
450	125	70	8750	19
500	138,9	64	8890	19,3
515	143,1	63	9015	19,6
525	145,8	61	8894	19,3
550	152,8	56	8557	18,6
575	159,7	52	8304	18
600	166,7	47	7835	17
700	194,4	27	5249	11,4

V_{нв наб} =515 км/ч

Таблица 17

H=8 км

V, км/ч	V, м/с	ДP,кН	ДP · V, кВт	Vy max, м/с
400	111,1	29	3222	7
450	125	30	3750	8,1
493	136,9	30	4107	8,9
495	137,5	30	4125	8,95
500	138,9	29	4028	8,7
525	145,8	27	3937	8,5
550	152,8	25	3820	8,3
575	159,7	23	3673	8
600	166,7	19	3167	6,9
700	194,4	8	1555	3,4

V_{нв наб} = 495 км/ч

Таблица 18

H=10 км

V, км/ч	V, м/с	ДP,кН	ДP · V, кВт	Vy max
500	138,9	16	2222	4,8
555	154,2	17	2621	5,7
560	155,6	17	2645	5,74
570	158,3	16	2533	5,5
575	159,7	15	2396	5,2
600	166,7	13	2167	4,7
650	180,6	7	1264	2,7
700	194,4	4	778	1,7
730	202,8	1	203	0,4

V_{нв наб} = 560 км/ч

Таблица 19

Изменение (ДP · V)_max, Vy_max, Vнв_наб с высотой

Параметры	(ДP · V)max, кВт	Vymax, м/с	Vнвнаб, км/ч
Н1=0 км	10375	22,5	450
Н2=3 км	9015	19,6	515
Н3=8 км	4125	8,95	495
Н4=10 км	2645	5,74	560

При помощи табл.19 построим кривую =f(H) и определим теоретический и практический потолки самолета (рис.9).

2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условиях

Произведем расчет для определения скорости отрыва (V_отр), длины разбега (L_р), длины воздушного участка (L_ву) и длины взлетной дистанции (L_взл), которая складывается из длины разбега и длины разгона с набором высоты 10,7 м над уровнем ВПП. Расчетная взлетная масса = 47 т. Взлет производится с закрылками, отклоненными на 20°.

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

Рис.10 Cya(б) и Cya(С_xa) для взлетной и посадочной конфигурации ВС

а) Скорость отрыва самолета определяется по формуле:

где = 66.5 м/с =239.3 км/ч - минимальная теоретическая скорость при механизации, выпущенной во взлетное положение(Сya_отр = 1,2 из графика).

б) Длина разбега вычисляется по приближенной формуле:

=706 м

Среднее значение тяги силовых установок при работе их на взлетном режиме вычисляется по формуле: Р_ср = =(189+133)/2 = 161 кН, где и - тяга силовых установок на исполнительном старте и при скорости отрыва.

f_пр- 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:

L_ВУ = 220м

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

V₂= 1,2 * V_min= 1,2 * 66.5 * 3,6 =72.2м/с= 260 км/ч,

Р_ср=+)/2

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

Из графиков:

Схаотр=0.1

Хаотр=25362

Сха2=0.095

Ха2=26283

Xa=Cxa*S*

=Pотр-Xaотр=133000-25362=107638 Н

=P2-Xa2=132000-26283=105717 Н

Pср=(111906+110100)/2=106678 Н

г) Длина взлетной дистанции определяется по формуле:

L_ВЗЛ = L_Р + L_ВУ = 706 + 220 = 926 м

Рис. 11 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 45°.

Расчетная посадочная масса:

= - 0,8( = 47000 - 0,8(14100) = 35,72 т,

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

= 0,3 * 47000 = 14100 кг

а) Посадочная скорость:

V_ЗП = 1,3 * V_minT = 1,3 * 39 * 3,6 = 183 км/ч- скорость в начале выравнивания(Суа мах=2,65)

V пос = V зп - (10…15 км/ч) = 173 км/ч = 48 м/с

б) Длина пробега вычисляется по приближенной формуле:



Lпр = м

где К_ст- аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки (б_ст=3°; К_ст=6.4)

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

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

L_ВВ = 165 м ,

где h =10 м - высота начала выравнивания

Vзп=50.7 м/с Vпос=48 м/с

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

г) Длина предпосадочного снижения:

Lсн = (15 - h) = (15 - 10) * 21,5 = 108 м ,

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

д) Длина воздушного участка:

L_ВУ = Lсн + Lвв = 108 + 165 = 273 м

е) Длина посадочной дистанции:

L_ПОС = L_ВУ + Lпр = 273 + 537 = 810 м

Рис.12 Схема посадки самолета

3. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража

Расчет произведен для взлетной массы = 47т на высоте H_{расч, крен}= 0км. При расчете использовались основные соотношения между скоростью и тягой на вираже в горизонтальном полёте:

где V, P - скорость, потребная тяга в горизонтальном полёте;

Vв, Pв - аналогичные параметры на вираже;

t_в, r_в - время и радиус виража.

Данные расчетов занесены в следующую таблицу:



Таблица 20

Расчет потребных тяг на вираже

Угол крена г, град	cos г	tg г	ny	Vв нв км/ч	Pmin, Н	rв, м	tв, с	Vсв, км/ч	Vmax, км/ч
0°	1	0	1	322	30738	-	-	216	830
15	0,966	0.26	1,035	328	31814	3136,5	220	220	821
30°	0,866	0.577	1,155	346	35502	1413,3	99,2	232	813
45°	0,71	1	1,41	382	43341	815,5	57,2	256	802
60°	0,50	1,73	2,0	455	61476	471,4	33,1	305	779
66°	0,407	2,246	2,45	504	75308	363,1	25,5	338	753
74°	0,275	3,487	3,7	620	113600	233,9	16,4	416	620

Таблица 21

Значения скоростей и потребных тяг на вираже при г=0°

V,км/ч	216	250	300	350	400	450	500	550	600	650	700	800	850
P,кН	56,5	37,3	30,9	31	33,8	39,4	46,9	52,8	60,7	67,9	79	99	106,9

Таблица 22

Значения скоростей и потребных тяг на вираже при г=15°(ny=1.035)

V,км/ч	220	254	305	356	407	458	509	560	610	661	712	814	865
P,кН	58,5	38,6	32	32,1	35	40,8	48,5	54,6	62,8	70,3	81,8	102,5	110,6

Таблица 23

Значения скоростей и потребных тяг на вираже при г=30°(ny=1.155)

V,км/ч	232	269	322	376	430	484	537	591	645	699	752	860	913
P,кН	65,3	43,1	35,7	35,8	39	45,5	54,2	61	70,1	78,4	91,2	114,3	123,4

Таблица 24

Значения скоростей и потребных тяг на вираже при г=45°(ny=1.41)

V,км/ч	256	297	356	416	475	534	594	653	712	772	831	950
P,кН	79,7	52,6	43,6	43,7	47,7	55,6	66,1	74,4	85,6	95,7	111,4	139,6

Таблица 25

Значения скоростей и потребных тяг на вираже при г=60°(ny=2)

V,км/ч	305	354	424	495	566	636	707	778	849	919	990
P,кН	113	74,6	61,8	62	67,6	78,8	93,8	105,6	121,4	135,8	158

Таблица 26

Значения скоростей и потребных тяг на вираже при г=66°°(ny=2,45)

V,км/ч	338	391	470	548	626	704	783	861	939	1017
P,кН	138,4	91,4	75,7	75,9	82,8	96,5	114,9	129,4	148,7	166,4

Таблица 27

Значения скоростей и потребных тяг на вираже при г=74°(ny=3,7)

V,км/ч	416	481	578	674	770	866	963	1059
P,кН	209	138	117,3	114,7	125	146	174	195

По данным расчетов построим графики (рис.13а и рис. 13б). Затем строим кривую минимальных потребных тяг на вираже в зависимости от угла крена и определяем область допустимых виражей.



4. Результаты расчетов. Выводы

Таблица 28

Основные летно-технические характеристики Як-42

Наименование летно-технических характеристик	Результаты расчетов
Практический потолок, м	11000
Посадочная скорость, км/ч	173
Длина пробега, м	537
Посадочная дистанция, м	810
Скорость отрыва, км/ч	239
Длина разбега, м	706
Взлетная дистанция, м	926
Минимальный радиус виража на высоте, м	363
Время виража, с	25,5
Потребная взлетная тяга, кН	189,8

Потребная взлетная тяга определяется по формуле:

=495650,25(0,32+ 0,063)=189834 Н

Потребная тяга из условия продолжения взлета с одним отказавшим двигателем равна

Pпотр==461070(0,1299-0,026177)=47824 Н

где И=1,5°

= 0,57/0,074=7,7



Вывод

1) Подведя итог к проделанной курсовой работе, хотелось бы отметить, что полученные результаты расчетов летно-технических характеристик самолета Як-42 с двигателями Д-36 и взлетной массой 47т приближенно совпадают с характеристиками из руководства по летной эксплуатации и практической аэродинамики самолета. Это связано с выявленными в ходе курсовой работы некоторыми несоответствиями исходных данных с реальными аэродинамическими характеристиками самолета. Вследствие этого возникли погрешности в расчетах аэродинамического качества самолета, потребных тяг, а также характерных скоростей.

Таблица 29

ЛТХ	Курсовая работа	ПАД Як-42
Теоритический потолок, км	11200	11500
Практический потолок, км	11000	11000
Vсв, км/ч	216	220
Vнв, км/ч	322	350
Vmax, км/ч	830	810
Длина разбега, м	706 для m=47т	1100 для m=54т
Vотр, км/ч	239	218
Посадочная дистанция, м	810 для m=35,7т	900…950 для m=40…45т
Vпос, км/ч	173	190

2) Влияние изменения высоты полета проявляется через изменение плотности воздуха, его температуры и атмосферного давления, что вызывает соответствующее изменение потребной скорости горизонтального полета, изменение располагаемой тяги и удельного расхода топлива. С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается, следовательно все характерные скорости горизонтального полета(кроме V_max) увеличиваются, график потребных и располагаемых тяг смещается вправо. Исключение составляет V_max, которая уменьшается вследствие падения располагаемой тяги с высотой( из-за уменьшения плотности). 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 (выработка топлива) значительно изменяются лётные характеристики самолёта. Для выполнения горизонтального полёта с меньшей полётной массой необходима меньшая подъемная сила, а значит, при этом же угле атаки и высоте полета необходима меньшая скорость и меньшая тяга. С уменьшением массы уменьшаются все характерные скорости, кроме Vmax. При неизменном режиме работы двигателя и уменьшении массы, увеличивается избыток тяги, и соответственно улучшаются характеристики набора и и V_{y max}.

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, а Vmax уменьшается .

4) В целях обеспечения безопасности полета минимальная и максимальная скорости ограничиваются. Минимальная допустимая скорость с точки зрения устойчивости и управляемости имеет запас 30% от скорости сваливания. Максимальная скорость ограничивается по прочности и жесткости конструкции с запасом 50-90км/ч до скорости, при достижении которой появляется остаточная деформация. При полете на больших высотах (выше 7км) главным критерием ограничения скорости является допустимое число Маха. Что касается ВС со стреловидным крылом (у самолета Як-42 угол стреловидности крыла составляет 23 градуса, т.е. самолет имеет стреловидное крыло), то превышение Мкр характерно возникновением обратной реакции по крену при отклонении руля направления.

5) 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, которая напрямую зависит от избытка тяги, 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 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.

6) Криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с поворотом траектории на 360° называется виражом. Вираж, выполняемый с постоянной скоростью, креном и без скольжения - называется правильным. На основании графиков потребных и располагаемых тяг на вираже, была построена зависимость минимальной потребной тяги от угла крена. Из формул Vв=Vvny и Pв=PЧny можно сделать вывод, что с увеличением угла крена увеличивается нормальная перегрузка, и, как следствие, скорость на вираже и потребная тяга на вираже тоже увеличиваются, причем потребная тяга на вираже возрастает в большей степени. Можно выделить основные ограничительные углы крена. Пересечение графиков потребной и располагаемой тяги только в одной точке при выполнении виража соответствует максимальному углу крена, который самолет может выполнить (??=74°). В соответствии с вариантом задания для заданной конфигурации самолета Як-42, максимально допустимое эксплуатационное значение перегрузки равняется 2,45, что, в свою очередь, соответствует углу крена ??=66 градусов. Несмотря на это, в соответствии с едиными нормами летной годности самолетов, на виражах и разворотах угол крена не должен превышать 30°. Этому крену соответствует нормальная перегрузка ny доп=1,155. Также можно выделить допустимую область виражей, которая ограничивается сверху располагаемой тягой, справа предельным скоростным напором, а слева границей первого и второго режимов полета.



Список используемой литературы

1. Е.Н. Коврижных, В.П. Бехтир, Ю.Н. Стариков. Аэродинамика и динамика полета магистральных воздушных судов: методические указания по выполнению курсовой работы «Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна». Ульяновск: УВАУ ГА(И), 2011.

2. Бехтир В.П. Практическая аэродинамика самолета Як-42. -М.: Транспорт, 1989. - 190 с.

3. Николаев Л.Ф. Основы аэродинамики и динамики полета транспортных самолетов: Учеб. Пособие для вузов - М.: Транспорт, 1997. -232 с.

4. Руководство по лётной эксплуатации самолёта Як-42, Часть 1 - 1998 г.

Размещено на Allbest.ru