Размещено на http://www.Allbest.Ru/

`

Учреждение образования «Белорусская государственная академия авиации»

Факультет гражданской авиации

Кафедра организации движения и обеспечения безопасности на воздушном транспорте

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине: «Основы аэродинамики и динамики полета»

Тема:

Аэродинамика самолета ИЛ-62

Минск - 2022



• Содержание
• Введение
• 1. Общие сведения и характеристики самолёта ИЛ-62
• 2. Аэродинамика самолета ИЛ-62
• 3. Летные характеристики самолета на различных этапах полета
• 3.1 Горизонтальный полет. Анализ скоростей по кривым потребных и располагаемых тяг
• 3.2 Взлет самолета
• 3.3 Набор высоты
• 3.4 Снижение
• 3.5 Заход на посадку и посадка самолета
• 4. Центровка самолёта. Особености устойчивости и управляемости
• 4.1 Центровка
• 4.2 Продольная устойчивость и управляемость
• 4.3 Боковая устойчивость и управляемость
• Заключение
• Список используемой литературы
• Приложения



Введение

Аэродинамика -это наука об общих законах движения газа (преимущественно воздуха), а также о взаимодействии газа с движущимися в нем телами. Основная задача, решаемая аэродинамикой, состоит в определении сил и моментов, действующих на самолет и его части в тех или иных условиях полета. Для написания курсовой работы по дисциплине «Основы аэродинамики и динамика полёта» я выбрала тему «Лётно-технические характеристики ИЛ-62»

В данной курсовой работе будут определены основные аэродинамические характеристики самолета Ил-62 на основе графиков зависимостей K/б , Cy/б, Cx/б , а также характеристики самолёта при взлёте, наборе высоты, горизонтальном полёте, снижении и посадке. К тому же будет затронута тема центровки, продольной и поперечной устойчивости и управляемости воздушного судна Ил-62, а также проанализирован график кривых Жуковского по тягам.



1. Общие сведения и характеристики самолёта Ил-62

Ил-62 (по кодификации НАТО: Classic - «классический») - первый советский турбореактивный дальнемагистральный пассажирский самолёт 1-го класса межконтинентальной дальности, разработан в ОКБ имени Ильюшина в 1960 году с учётом мировых требований к воздушным суднам такого класса для замены самолётов Ту-114 и Ил-18. Единственный крупносерийный самолёт в своём классе.

Основные характеристики:

Варианты:	Ил-62	Ил-62М
Размах крыла, м	43,2
Площадь крыла, мІ	279,55
Длина самолёта наибольшая, м	53,12
Длина фюзеляжа, м	49,00
Высота стояночная, м	12,35
Угол стреловидности крыла, град.	32,5° (линия 25 % хорд)
Максимальная дальность полёта, км	10 000	11 050
Максимальный взлётный вес, т	161,6	165/167
База шасси, м	24,48
Колея шасси, м	6,8
Крейсерская скорость	790-850 км/ч
Максимальная скорость	870 км/ч
Практический потолок	12 000 м	12 200 м
Максимальная коммерческая загрузка		23 000 кг
Пассажировместимость	168	186

Длина воздушного судна составляет 53,12 м. Его высота - 12,35 м. При таких параметрах основной конструкции размах крыла составляет 42,5 м, а его площадь - 279,55 кв.м.

Вместимость салона - 168-186 пассажирских мест. Максимальная загрузка воздушного судна достигает 161,6 т. При этом оно может совершать полеты на высоте 8000-12000 м с крейсерской скоростью 850 км/ч.

Рисунок 1. Схема самолёта ИЛ-62

Дальность полета при следующих характеристиках:

при максимальном количестве пассажиров - 7550 км;

при максимальной нагрузке в коммерческих рейсах - 6700 км;

при полностью заправленных баках - 9200 км.

Согласно конструкторским данным, самолет рассчитан на 23 года эксплуатации. После прохождения этого временного периода его необходимо списать или провести модернизацию основного рабочего оборудования. За годы эксплуатации воздушное судно может совершить 8500 полетов. При этом количество летных часов не должно превышать 35000.

Самолёт представляет собой свободнонесущий низкоплан со стреловидным крылом и Т-образным оперением, с четырьмя двигателями в хвостовой части фюзеляжа.

Фюзеляж - типа монокок, эллиптического сечения. Всего в силовом наборе фюзеляжа 101 шпангоут и 76 стрингеров.

Крыло Ил-62 - трехлонжеронное, моноблочной конструкции, укреплено панелями из прессованных заготовок. Поперечный силовой набор - клепанные нервюры балочного типа. Крыло стреловидное (32,5° по линии четверти хорд), трёхлонжеронное, кессонной конструкции. Имеет сложный профиль с передним наплывом и отрицательную крутку, что позволяет иметь большой запас устойчивости при закритических углах атаки.

Рисунок 2. Работа стреловидного крыла

Рисунок 3. Влияние аэродинамического "зуба" на работу крыла

Достоинства и недостатки Ил-62

Главным достоинством Ил-62 является то, что данный самолёт стал первым реактивным межконтинентальным пассажирским лайнером, разработанным и серийно производившимся в СССР. При его проектировании был использован ряд конструкторских решений, которые были использованы при разработке других пассажирских самолётов.

Двигатели Ил-62 могут работать на реверсной тяге, что позволило самолёту садиться на более коротких полосах. Также усиленная конструкция фюзеляжа лайнера значительно повлияла на его надёжность.

Основным недостатком Ил-62 является его весьма специфичная центровка, благодаря которой его центр тяжести находится позади основных стоек шасси. В этой связи взлёт, а также посадка самолёта требуют от пилотов специальной подготовки, а также физических данных, ведь система управления им не имеет бустеров.



2. Аэродинамика самолета ИЛ-62

С помощью аэродинамических характеристик определяются несущие способности, сопротивления и аэродинамическое качество самолета на любой величине угла атаки и при различном положении механизации. Выражается зависимостями: и .

Рисунок 4. Аэродинамические характеристики самолёта и влияние на них положения шасси

При поляре самолета можно определить следующие углы атаки:

· угол атаки нулевой подъёмной силы =1,5°, на котором = 0, K= 0;

· угол начала срыва потока тряски = 14°;

· критический угол атаки ( =21,5°, - угол, на котором наступает сваливание самолета;

· наивыгоднейший угол атаки ( = 9°) - угол, на котором аэродинамическое качество самолета максимально =14,5.

Увеличение углов атаки и развитие зон срыва вызывает появление тряски самолета. При убранных закрылках предупредительная тряска развивается постепенно, что является хорошим предупредительным естественным признаком сваливания.

Срывная тряска с выпущенной механизацией слабее и не может служить предупреждением пилоту о приближении к сваливанию.

Предупредительные признаки (интенсивность тряски) с уменьшением высоты полета ослабевают.

Возвращение самолета в область эксплуатационных углов атаки затруднений не представляет и осуществляется своевременным отклонением штурвала на пикирование.

Угол срабатывания сигнализации АУАСП ( =13° при М 0,5) предупреждает о том, что самолет вышел на большие углы атаки. Угол сигнализации АУАСП зависит от числа М и положения закрылков.

Влияние выпуска шасси и механизации на аэродинамические характеристики самолета

При выпуске шасси сопротивление увеличивается, прирост = 0,012 (M 0,4). При экстренном же снижении прирост = 0,036 (М=0,83), то есть больший, за счет проявления сжимаемости воздуха, что увеличивает угол и вертикальную скорость снижения. Коэффициент не меняется (рис. 4). Аэродинамическое качество уменьшается до 12, = I0°. Выпуск шасси приводит к нарушению равновесия между силами и моментами, что требует вмешательства летчика в управление.

Рисунок 5. Влияние механизации на аэродинамические характеристики

Закрылки, однощелевые, предназначены для улучшения взлетно-посадочных характеристик, отклоняются на взлете и посадке на 30°.

Прирост при выпуске закрылков от 0 до 30° небольшой и составляет 0,55 (риc. 5). Время уборки и выпуска закрылков на 30° составляет 20c.

Рост подъемной силы при выпуске закрылков парируется отдачей штурвала от себя, а пикирующий момент - перестановкой стабилизатора на кабрирование.

Между внутренними и внешними секциями закрылков есть разница в углах отклонения (30 и 26°30'). Дифференциация необходима для затягивания срыва потока на концах крыла, увеличения поперечной устойчивости, уменьшения пикирующего момента и сопротивления крыла.

Спойлеры предназначены для уменьшения подъемной силы, увеличения сопротивления за счет срыва потока на крыле (см. рис. 5). Спойлеры отклоняются на углы:

· = 45°. Используется на пробеге и прерванном взлете, практически полностью ликвидирует положительное приращение подъемной силы от отклонения закрылков. Использование спойлеров на этих режимах увеличивает нагрузки на шасси и сокращает длину пробега. Время выпуска спойлеров 3,5+4,5с, уборка составляет 2+3с;

· = 30°. Максимальный угол отклонения спойлеров в тормозном режиме. Используется в тормозном режиме при нормальном и аварийном снижении для увеличения вертикальных скоростей и углов снижения, а также для создания кабрирующего момента и балансировки самолета при заходе на посадку в случае отказа механизма управления стабилизатором или заклинивания стабилизатора на углах от 0 до -3°. Разрешается в условиях обледенения отклонять спойлеры на 30° ниже высоты 3000м с последующей уборкой на высоте круга. В условиях нормальной эксплуатации при полете с выпущенными закрылками отклонять спойлеры в тормозном режиме запрещается;

· = 15°. Угол отклонения спойлеров в элеронном режиме только при отклоненных закрылках. Подключается к системе управления при выпуске закрылков на 2° и более.



3. Летные характеристики самолета на различных этапах полета

3.1 Горизонтальный полет. Анализ скоростей по кривым потребных и располагаемых тяг

Кривые потребных и располагаемых тяг используются для определения летных характеристик самолета по избытку тяги и диапазону скоростей для различных масс, высот, температуры конфигураций самолета (рис.6). Наивыгоднейшая высота полета в зависимости от массы и дальности выбирается из условия обеспечения минимальной себестоимости перевозки при сохранении безопасности.

Рисунок 6. Кривые потребных и располагаемых тяг для Ил-62

Пересечение графиков Рр и Рп соответствует максимальной скорости горизонтального полета Vmax = 925 км/ч и минимальному значению угла атаки .

Касание графика Рп и прямой, параллельной оси ординат соответствует минимальной скорости горизонтального полета Vmin = 325 км/ч на критическом угле атаки .

Касание графика Рп и прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует наивыгоднейшей скорости горизонтального полета Vнв = 505 км/ч на , при котором аэродинамическое качество максимальное. Так же при у самолета Ил-62 запас тяги будем максимальным.

3.2 Взлет самолета

Рисунок 7. Схема взлёта самолёта с тормозов

При эксплуатации самолета используются три методики взлета: с тормозов, с кратковременной остановкой на исполнительном старте и немедленный взлет. Они различаются по режимам работы двигателей в момент страгивания, длине разбега и экономичности.

Взлет можно выполнять при работе двигателей на номинальном режиме с массой не более 140т. При разбеге на самолет действуют:

· сила тяги двигателей,

· лобовое сопротивление,

· сила трения колес,

· масса самолета,

· подъемная сила.

Основными характеристиками взлета являются скорость отрыва и длина разбега:

/2

На длину разбега влияют:

· скорость отрыва,

· взлетная масса,

· положение закрылков,

· температура и давление воздуха,

· уклон ВПП,

· сила и направление ветра,

· состояние ВПП и самолета,

· режим работы двигателей.

При взлете с боковым ветром необходимо выдерживать следующие

ограничения:

м/с - ВПП сухая, влажная

м/с - ВПП мокрая

м/с - на ВПП слой воды

м/с - на ВПП слой сухого снега 50 мм

Выполнение взлёта с попутным ветром особенностей не имеет. Максимальная путевая скорость - 330 км/ч. Разрешается взлет при попутной скорости равной 5 м/с. Однако следует помнить, что 1 м/с попутного ветра увеличивает длину разбега на 40-80 м. Скорости на взлёте определяются в зависимости от массы самолёта (см. рис. 8)

Рисунок 8. Скорости на взлёте



На рисунке 8, - скорость подъёма передней опоры; - безопасная скорость взлёта, - безопасная скорость в конце уборки закрылков.

3.3 Набор высоты

Схема сил и основные характеристики набора показаны на рис.9.

Рисунок 9. Схема сил и основные характеристики набора высоты

На вертикальную скорость и угол набора влияют следующие факторы:

· угол атаки (скорость),

· масса,

· высота,

· количество работающих двигателей,

· состояние поверхности самолета,

· температура,

· сила и направление ветра,

· положение шасси и механизации.

Набор высоты производится на номинальном режиме работы двигателей. Режим скоростного крейсирования выполняется на V= 590 км/ч с переходом на число М = 0,8.

Если температура наружного воздуха выше стандартной на 10 градусов и более, набор выполняется на скорости V= 580 км/ч с переходом на М = 0,79.

При наборе высоты не рекомендуется уменьшать скорость ниже значения, соответствующему полёту с углом атаки 6.

аэродинамический устойчивость центровка воздушный судно

3.4 Снижение

Схема сил и основные характеристики снижения показаны на рис. 10.

Рисунок 10. Схема сил и основные характеристики снижения

На вертикальную скорость и угол снижения влияют следующие факторы: режим работы двигателей,

· масса самолета,

· высота полета,

· положение шасси и механизации,

· угол атаки (скорость),

· состояние поверхности самолета,

· температура,

· ветер.

Снижение выполняется на режиме МГ работы двигателей.

При полете по маршруту на режиме скоростного крейсирования в процессе снижения с высоты эшелона нужно выдерживать постоянное число М=0,8 до достижения V =590 км/ч. С высоты 3000м снижение нужно выполнять с учетом действующих ограничений.

3.5 Заход на посадку и посадка самолета

Рисунок 11. Схема захода на посадку и посадка самолёта

Максимальная посадочная масса 105т (107т с усиленным крылом) ограничивается прочностными характеристиками самолета. Для обеспечения хорошей устойчивости и управляемости самолета в режиме захода на посадку надо создать центровку в диапазоне 27-34%.

На посадочные характеристики влияют следующие эксплуатационные факторы:

· реверс тяги двигателей,

· посадочная масса,

· температура воздуха,

· высота аэродрома,

· сила и направление ветра,

· положение закрылок,

· уклон ВПП,

· посадочная скорость,

· запаздывание при использовании средств торможения,

· состояние ВПП.

Посадка с боковым ветром производится с соблюдением ограничений:

· м/с - ВПП сухая, влажная

· м/с - ВПП мокрая

· м/с - на ВПП слой воды

· м/с - слой слякоти, снега

Посадка с попутным ветром допускается с ветром не более 5 м/с. Следует помнить, что 1 м/с попутной скорости ветра увеличивает посадочную дистанцию на 40-50 м.



4. Центровка самолёта. Особенности устойчивости и управляемости

4.1 Центровка

Центровкой самолета называется положение центра тяжести, измеряемое в процентах длины САХ. При изменении загрузки самолета или при изменении полетного веса самолета в результате выгорания топлива, сброса грузов меняется положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка самолета. Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, и наоборот, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, т. е. она становится более задней. Центровка является весьма важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью. Поэтому летчик обязан точно знать разрешенный диапазон центровок самолета с тем, чтобы не выйти за его пределы

Центр масс имеет вертикальную и горизонтальную координаты:

Вертикальная координата , практического значения не имеет и поэтому не рассчитывается. Для самолета Ил-62 установлен следующий диапазон центровок:

Пустой самолет Ил-62 имеет заднюю центровку ~ 50%САХ.

Устойчивость самолета на земле обеспечивается с помощью выпущенной хвостовой опоры. При этом значение предельно допустимой центровки самолета на земле не ограничивается.

Загрузка самолета сопровождается смещением центровки вперед.

Для выдерживания диапазона эксплуатационных центровок самолета во всех режимах необходимо:

- загружать самолет только после заправки;

- в первую очередь загружать грузовой отсек № 1;

- не перевозить багаж в грузовом отсеке № 4;

- размещение пассажиров начинать с первого ряда первого салона;

- не допускать выхода пассажиров и разгрузку багажно-грузовых помещений до выпуска хвостовой опоры.

4.2 Продольная устойчивость и управляемость

Продольное равновесие - это такое состояние самолета, при котором сумма сил действующих на самолет, и сумма моментов относительно оси OZ равны нулю.

Причины, вызывающие нарушение продольного равновесия в полете:

· изменение режима работы двигателей

· изменение положения механизации

· перестановка стабилизатора, выпуск и уборка шасси,

· выработка топлива, перемещение пассажиров, порывы ветра.

Продольная устойчивость - это способность самолета сохранять или восстанавливать нарушенное продольное равновесие.

Продольная устойчивость по перегрузке - способность самолета самостоятельно сохранять или восстанавливать перегрузку исходного режима полёта.

Для малых значений числе М на самолёте Ил-62 продольная устойчивость сохраняется как при убранных, так и при отклонённых закрылках до углов атаки соответствующих Кмакс.

Для больших чисел М в крейсерской конфигурации продольная устойчивость по углу атаки сохраняется в плоть до = 18.

Продольная устойчивость по скорости - способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять или восстанавливать скорость исходного режима полета.

Самолет Ил-62 до достижения значения числа M = 0,81-0,83 (при средних полетных массах) устойчив по скорости, признаков неустойчивости не наблюдается, усилия на штурвале остаются прямыми.

При значениях числа от М = 0,83 до М = 0,85-0,86 давящие усилия на штурвале незначительно уменьшаются, что не усложняет пилотирования. Запас по скорости несколько уменьшается.

Ухудшение устойчивости по скорости возникает вследствие образования скачков на верхней поверхности крыла и смещения центра давлений назад.

Рисунок 12. Продольная устойчивость самолёта по перегрузке и скорости

С ростом скорости при М> 0,85-0,86 в результате образования скачков уплотнения на нижней поверхности крыла создается перемещение центра давлений вперед. Усиливается кабрирование, и самолет становится устойчивым по скорости.

Способность самолёта изменять положение в пространстве с помощью рулей высоты называется продольной управляемостью самолёта. На продольную управляемость самолёта влияют: скорость и высота полёта, положение центра тяжести.

4.3 Боковая устойчивость и управляемость

Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать в полете первоначальное состояние поперечного равновесия называется поперечной устойчивостью. Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать первоначальное состояние путевого равновесия называется путевой устойчивостью.

Самолет, устойчивый в поперечном отношении, должен создавать поперечные восстанавливающие и демпфирующие моменты.

На поперечную устойчивость влияют следующие факторы: угол крена, угол атаки, положение закрылков, высота полета, число М, удлинение и площадь крыла, стреловидность, поперечное «V» крыла, аэродинамическая и геометрическая крутки, аэродинамический "зуб".

Способность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси оx1 при отклонении элеронов называется поперечной управляемостью.

Поперечная управляемость осуществляется элеронами, которые отклоняются на углы: 27° вверх, 15° вниз. Для улучшения характеристик поперечной управляемости на взлетно-посадочных режимах, особенно в области малых скоростей, в помощь элеронам применяются спойлеры, создающие дополнительный управляющий момент. Эффективность поперечного управления увеличивается на 30-50%, вплоть до критических углов атаки.

При убранных закрылках необходимая эффективность поперечного управления обеспечивается отклонением только элеронов.

На самолете Ил-62 устанавливается двухсекционный руль направления, который отклоняется на угол 27°. Его эффективность обеспечивает путевую балансировку в случае отказа критического двигателя, а также взлёт и посадку при боковом ветре до 15 м/с. Для снятия усилия на педалях при установившемся полете с отклоненным РН имеются аэродинамический триммер.

При отклонении РН на угол более 15° наступает перекомпенсация, и усилия на педали уменьшаются, поэтому в проводке управления РН устанавливается загрузочная пружина, обеспечивающая прямолинейный характер изменения нагрузки на педали.

Самолет Ил-62 имеет коэффициент боковой устойчивости

,

при нерабочем демпфере рыскания (H-I0000м,

Рисунок 13. Поперечная и путевая устойчивость самолёта



Заключение

Ильюшин ИЛ-62 - без сомнения один из лучших авиалайнеров советской школы самолетостроения. Из-за элегантности форм, отличных летных и эксплуатационных характеристик, надежности и комфорта этот самолет полюбился как летчикам и техникам, так и многочисленным пассажирам. Ильюшин ИЛ-62 активно эксплуатировался Аэрофлотом в советское время, где получил самые хорошие отзывы от технического состава авиакомпании. Уникальная особенность Ильюшин ИЛ-62 - способность двигаться назад без помощи буксировщика. Это достигается огромной тягой двигателей на режиме «реверс», когда реактивная струя отклоняется против движения лайнера специальными ковшеобразными створками. Реверсивные устройства других самолетов способны лишь сократить посадочную длину пробега.

Самолеты Ил-62М все еще находятся в эксплуатации благодаря своей надежности, эффективности и простоте технического обслуживания.

Самолёт полностью соответствовал мировому технико-экономическому уровню. За создание этого самолёта группе инженеров-конструкторов ОКБ была присуждена Ленинская премия.



Список используемой литературы

1. Практическая аэродинамика самолета ИЛ-62, Стариков Ю.Н., 1989

2. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов [Электронный ресурс]

3. Википедия, Ил-62 [Электронный ресурс].



Приложение 1



Приложение 2



Приложение 3

Изменение массы самолета и его центровки по мере выработки топлива



Приложение 4



Приложение 5

Размещено на allbest.ru