«Московский Авиационный Институт

(национальный исследовательский университет)»

___________________________________________________________________________________

Кафедра 106

«Динамика и управление летательных аппаратов»

Дата защиты « » 2014 г. Оценка / /

Отчет

о курсовой работе по дисциплине динамика полета

«Расчет летных характеристик, характеристик статической

устойчивости и управляемости неманевренного самолета»

(Ил-76)

Вариант 12

Исполнитель:

Студент группы 01-402

Никитенко Алексей

Москва 2014 г.

Оглавление

Отчет 1

2

1. Исходные данные 3

2. Расчет летно-технических характеристик 4

3. Расчет характеристик набора высоты 34

4. Расчет характеристик крейсерского полета 41

5. Расчет характеристик участка снижения 42

7. Расчет взлетно-посадочных характеристик 47

8. Расчет характеристик маневренности самолета 49

10. Расчет характеристик продольной статической устойчивости и управляемости 53

Литература 60

1. Исходные данные 2

2. Расчет летно-технических характеристик 4

3. Расчет характеристик набора высоты 20

4. Расчет характеристик крейсерского полета 24

5. Расчет характеристик участка снижения 25

7. Расчет взлетно-посадочных характеристик 28

8. Расчет характеристик маневренности самолета 30

10. Расчет характеристик продольной статической устойчивости и управляемости 33

Литература 39

1. Исходные данные

Вариант №12 – самолет Ил-76.

m0кг	Mmax	Vimax,км/ч						ps, Н/м2	bА,м
140000	0,8	650	0,26	0,39	0,46	0,315	0,054	5350	7,0	3,9

Табл.1

Узловые точки по числу М выбраны исходя из рекомендации: М = 0,3; 0,5; 0,7; 0,8; 0,85; 0,9.

Узловые точки по высоте соответствуют высотам, для которых приведены зависимости высотно-скоростных характеристик двигателя ТРДД №1 на режиме «номинал»: H=0; 2; 4; 6; 8; 10; 11 км. На высотах H>11 км тяга двигателя изменяется пропорционально давлению атмосферы, а удельный часовой расход топлива от высоты не зависит:

где P₁₁(M), Ce₁₁(M) – скоростные характеристики на высоте Н=11 км; P_H, P₁₁ – давление атмосферы на заданной высоте (Н>11 км) и Н=11 км.

На режиме малого газа тяга двигателя и удельный часовой расход топлива составляет для заданного режима полета (М,Н):

Р_мг=(0,05…0,06)Р_н(м), Се_мг=(1,8…2,2)Се_н(м)

На взлетном режиме:

Р_взл=(1,2…1,3)Р_н, Се_взл=(1,03…1,05)Се_н

На режиме реверса тяги:

Р_рев=(1,01…1,02)Р_н, Се_рев=(0,35…0,45)Се_н

Ниже приведены формулы для вычисления тяги двигателя и удельного часового расхода топлива:

,

где - начальные значения тяговооруженности и удельного часового расхода топлива при Н=М=0 на номинальном (максимальном) режиме двигателя, m₀ – взлетная масса самолета (указаны в табл.1); - высотно-скоростные характеристики на номинальном режимах двигателя; - дроссельные характеристики двигателя.

- относительные тяги (коэффициенты дросселирования двигателя) при номинальном режиме при текущих характеристиках М,Н; Р_др – дроссельная тяга, равная потребной Р_n для выполнения крейсерского полета на режиме (Н,М).

2. Расчет летно-технических характеристик

В задании определяются следующие характеристики.

1. Зависимости от числа М (скорости) полета:

• располагаемой и потребной для горизонтального полета тяги силовой установки;

• энергетической скороподъемности;

• часового расхода топлива;

• километрового расхода топлива.

2. Зависимости от высоты:

• максимальной энергетической скороподъемности;

• минимального часового расхода топлива;

• минимального километрового расхода топлива;

• минимального и максимального числа М (скорости) полета (с учетом ограничений по безопасности полета);

• числа М (скорости) полета, соответствующего минимальной потребной тяги;

• числа М (скорости) полета, соответствующего максимальной энергетической скороподъемности;

• скорости полета, соответствующей минимальному часовому расходу топлива;

• скорости полета, соответствующей минимальному километровому расходу топлива.

3. Статический и практический потолки самолета

Результаты расчетов оформляются в виде таблиц.

Расчетные соотношения для характеристик, указанных в табл. 2.

; , где - плотность атмосферы и скорость звука на высоте Н;

; ;

;

; ,

где - относительная масса самолета, принимать ;

p_s – удельная нагрузка на крыло (см. табл. 1);

С_хп – коэффициент лобового сопротивления при С_у=С_уп, вычисляется по формулам:

С_хп(С_у,М)=С_хm(M)+A(M)[C_yп-C_ym(M)]²;

;

g – ускорение свободного падения, g=9,81 м/с²;

Р_п – потребная тяга двигателей;

Р_р – располагаемая тяга двигателей;

- избыточная тяга, отнесенная к весу самолета;

- энергетическая скороподъемность;

V – скорость самолета.

; ; ,

где - потребное значение коэффициента дросселирования двигателя при крейсерском полете на режиме (Н,М), q_ч – часовой расход топлива, - удельный расход топлива, q_км – километровый расход топлива.

По данным табл.2 для высоты H_i строятся зависимости:

1. Граф.1 - С_удоп(V), С_уп(V,Н_i) – на одном рисунке;

2. Граф. 2-8 - Р_п(V,Н_i), Р_р (V,Н_i) – на одном рисунке в виде диаграммы потребных и располагаемых тяг;

3. Граф.9 - ;

4. Граф. 10 - q_ч(V,H_i);

5. Граф. 11 - q_к(V,H_i).

Далее в узловых точках по высоте H_i определяются следующие характеристики:

1. Минимально допустимое (по С_удоп) число М полета (М_миндоп).

Величина М_миндоп определяется графически как точка пересечения зависимостей С_уп(М, H_i) и С_удоп(М, H_i);

2. Максимально допустимое число М полета по условиям безопасности

,

где М_пред – предельное число М (табл. 1), - число М, соответствующее максимально допустимой индикаторной скорости V_imax:

, приведена в табл. 1;

3. Располагаемые значения (с учетом двигателя) минимального и максимального числа М полета:

где Мminp, Mmaxp – определяются графически как точки пересечения (если они имеются) кривых потребных Р_п(V,Н_i) и располагаемых Р_р (V,Н_i) тяг;

4. Число М полета, соответствующее минимальной потребной тяге:

,

величина определяется графически по зависимостям Р_п(V,Н_i) с учетом ограничений по числу М;

5. Максимальная энергетическая скороподъемность и соответствую- щее число М полета :

,

,

величины и определяется графически по зависимостям ;

6. Минимальные значения часового q_чmin и километрового q_кmin расхода топлива и соответствующие им скорости полета:

Величины q_кmin, М(q_кmin), q_чmin, М(q_чmin) определяются графически по зависимости q_ч(М,H_i) и q_к(М,H_i) с учетом ограничений скорости полета.