Оформление курсовой работы
Курсовая работа оформляется в виде отчета и содержит:
- титульный лист (см.Приложение),
- реферат,
- оглавление,
- разделы курсовой работы,
- заключение,
- список использованных источников,
- приложение (при необходимости).
В реферате (0.5 стр.) дается аннотация проделанной работы. В заключении приводится перечень ЛТХ и ВПХ, рассчитанных в курсовой работе. Делается вывод о соответствии полученных данных характеристикам прототипа.
Все графики в отчете выполняются с использованием компьютерной графики с соблюдением стандартных масштабов.
Ритмичность работы студента
При оценке ритмичности работы студента засчитывается выполненные разделы:
25% – разделы 1,2
50% – разделы 1,2,3
75% – разделы 1,…,5
100% – разделы 1,…,7
Защита – полностью выполненый и оформленный отчет в соответствии с указанными требованиями.
ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ ОТДЕЛЬНЫХ РАЗДЕЛОВ КУРСОВОЙ РАБОТЫ. ОСНОВНЫЕ РАСЧЕТНЫЕ СООТНОШЕНИЯ
2.1. Исходные данные
Прежде чем приступить к выполнению расчетов необходимо в соответствии с заданием выписать из таблицы № П1 приложения строчку, характеризующую основные проектные параметры самолета-прототипа и ограничения режимов полета. Далее для рассматриваемого самолета составить таблицы аэродинамических характеристик самолета, а также высотно-скоростных и дроссельных характеристик силовой установки (см. Приложение).
2.1.1. Аэродинамические характеристики
Для
расчета ЛТХ требуются зависимости:
,
,
.
В дальнейшем индекс
«
»
опущен.
В линейном диапазоне изменения углов атаки аэродинамические характеристики представляются в виде
(1)
где
– минимальный коэффициент лобового
сопротивления; A – коэффициент отвала
поляры;
–
коэффициент
подъемной силы при
;
– производная коэффициента подъемной
силы по углу атаки;
– угол атаки при
.
Аэродинамические
характеристики даны для полетной,
взлетной и посадочной конфигураций. На
зависимостях
(для взлетной и посадочной конфигурации)
указаны значения коэффициента подъемной
силы начала сваливания
(см.
Приложение, рис П2).
На рис. П14 даны аэродинамические характеристики отдельных компоновочных групп самолета для расчета продольной статической устойчивости и управляемости.
2.1.2. Высотно-скоростные и дроссельные характеристики двигателя
Высотно-скоростные
характеристики определяют зависимости
тяги и удельного часового расхода
топлива от скорости (числа М) и высоты
полета при фиксированном режиме работы
двигателя
.
Режим работы двигателя определяется
степенью дросселирования
.
К дроссельным характеристикам относятся зависимости тяги и удельного часового расхода топлива от режима работы двигателя.
В приложении на рисунках П7,П8, П9 для стандартных условий приведены типовые высотно-скоростные и дроссельные характеристики дозвукового двухконтурного ТРД со степенью двухконтурности m=1…3 и степенью сжатия *к=15…19 (ТРДД №1).
Высотно-скоростные характеристики даны для высот H11 км. На высотах Н>11 км тяга двигателя изменяется пропорционально давлению атмосферы, а удельный часовой расход топлива от высоты не зависит:
;
,
где
,
– скоростные характеристики на высоте
;
–давление атмосферы на заданной высоте
и высоте
.
Высотно-скоростные характеристики приведены для режима: «номинал».
На
режиме малого газа двигателя удельный
часовой расход топлива составляет для
заданного режима полета
:
На взлетном режиме (для ТРДД №1):
В режиме реверса тяги:
Дроссельные
характеристики осреднены по высотам и
числам Маха и представлены в приложении
на рис. П9 обобщенными зависимостями
относительного часового расхода топлива
от степени дросселирования
.
Ниже приведены формулы для вычисления тяги двигателя и удельного часового расхода топлива при использовании приведенных в приложении характеристик.
1. Номинальный режим:
(2)
(3)
где
–
начальные значения тяговооруженности
и удельного часового расхода топлива
при
на номинальном режиме работы
двмгателя(приведены в таблице П1),
– взлетная масса самолета (таб.П1),
–
высотно-скоростные характеристики на
номинальном режиме (см. приложение),
–
дроссельные характеристики (см.
приложение),
–
степень дросселирования двигателя
при текущих значениях
–
дроссельная тяга, равная потребной Pп
для выполнения
крейсерского полета на режиме
.
2.2 Расчет летно-технических характеристик (ЛТХ) самолета
В данном разделе определяются следующие характеристики.
Зависимости от числа
(скорости) и
(высоты)
полета:
располагаемой и потребной для горизонтального установившегося полета тяги силовой установки,
энергетической скороподъемности,
часового расхода топлива, …………………
километрового расхода топлива……………
Зависимости от высоты:
максимальной энергетической скороподъемности,
минимального часового расхода топлива,…..
минимального километрового расхода топлива,……..
минимального и максимального числа (скорости) полета (с учетом ограничений по безопасности полета),
числа (скорости) полета, соответствующего минимальной потребной тяги,
числа (скорости) полета, соответствующего максимальной энергетической скороподъемности,
скорости полета, соответствующей минимальному часовому расходу топлива,…………………………………………..
скорости полета, соответствующему минимальному километровому расходу топлива……………………………………………
3. Статический и практический потолки самолета.
При
построении графиков в качестве аргумента
используется скорость полета
.
Результаты расчетов оформляются в виде таблиц, типа таблицы № 1.
;
;
;
Таблица № 1
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
- |
|
|
|
- |
- |
- |
|
|
- |
|
- |
|
|
Узловые точки по числу выбираются исходя из следующих рекомендаций:
а) неманевренный самолет:
Узловые точки по высоте соответствуют высотам, для которых приведены высотно-скоростные характеристики двигателя (см. Приложение).