23

Министерство образования и науки РФ

Самарский государственный аэрокосмический

университет имени академика С. П. Королева

Кафедра динамики полета

Пояснительная записка к курсовой работе по динамике полета

Выполнил:

студент гр. 342 Пономарёв С.С.

Преподаватель: Балакин В.Л.

Самара 2005 год

РЕФЕРАТ

Курсовая работа: страниц, приложение, источника

ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА САМОЛЕТА, СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, ВЗЛЕТНАЯ И ПОСАДОЧНАЯ ДИСТАНЦИЯ, РАСПОЛОГАЕМЫЙ ЗАПАС ТОПЛИВА САМОЛЕТА

В работе проведен расчет летных характеристик самолета, определены взлетные и посадочные характеристики, построены графики летных характеристик. Сделан вывод о характеристиках рассчитываемого самолета, а также проведено сравнение с самолетом-прототипом также проведено сравнение с самолетом, РАСПОЛОГАЕМЫЙ ЗАПАС ТОПЛИВА00000000000000000000000000000000000000000000000000

Содержание

Введение………………………………………………………………………7

1.Расчет летных характеристик самолета………………………………..…9

1.1Исходные данные для расчета летных характеристик самолета………9

1.2Расчет летных характеристик самолета с турбореактивным двигателем………………………………………………………………….....9

1.2.1Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг……………………………………...……9

1.2.2Расчет скороподъемности самолета…………………………………13

1.3Взлетные и посадочные характеристики самолета…………………...14

1.3.1Расчет взлетной дистанции самолета с разбегом…………………...14

1.3.2Расчет длинны посадочной дистанции…………………………..…..16

2 Расчет дальности и продолжительности полета самолета………..……17

2.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках

набора высоты и снижения………………………………………..………..17

2.2 Расчет располагаемого запаса топлива…………..…………………….18

2.3 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости и высоте ……………………19

Заключение………………………………………………………….………21

Список использованной литературы……………………………….…..….22

Приложение…………………………………………………………………23

Введение

После оценки проектных предложений компания Макдоннелл-Дуглас в 1980г. была выбрана в качестве главного разработчика грузового транспортного самолета с большой дальностью полета, обозначенного С-17 Globemaster III. Новый самолет должен был иметь грузоподъемность самолета С-5 Гэлэкси c возможностью укороченного взлета и посадки самолета С-130 Геркулес. Разработка проекта прерывалась, и три самолета были официально заказаны только в декабре 1985г., а строительство летного образца было начато в ноябре 1987 г. и закончено в декабре 1990г. Первый полет был совершен 15 сентября 1991г. - аппарат поднялся в воздух в Лонг Биче и совершил посадку на авиационной базе Эдвардс. Первый серийный самолет был включен в программу испытаний 18 мая 1992г., к тому времени запросы ВВС США сократились с 210 до 120 самолетов. Военный реактивный транспортный самолет с четырьмя двигателями, высоким расположением крыла и с Т-образным хвостовым оперением С-17А отличается системой закрылков со сдувом пограничного слоя, разработанной для самолета YC-15. При взлете и посадке закрылки выдвигались, попадая в реактивную струю, выходящую из установленных в гондолах двигателей. Самолет оснащен системой электродистанционного управления компании General Electrodynamics Corporation - GEC. Предполагается, что он будет действовать с взлетно-посадочных полос длиной 915 м и сможет осуществлять дозаправку в воздухе. Экипаж самолета состоит из двух пилотов и оператора погрузочно-разгрузочных работ. Самолет может перевозить до 102 парашютистов, в то время как в основном грузовом отсеке могут размещаться штурмовые вертолеты АН-64 Apache, боевые танки М1 Abrams или пятитонные грузовики. Загрузка осуществляется через усиленную заднюю грузовую рампу с гидравлическим приводом, выдерживающую нагрузку до 18150 кг.

Размеры

Размах крыла 50,29 м; длина самолета 53,04 м; высота самолета 16,79 м; площадь крыла 353,02 м2; угол стреловидности крыла по передней кромке 25°; грузовая кабина: максимальная ширина 5,49 м, высота 4,11 м, объем 592 м3.

Нагрузка

Полезная нагрузка: 144 солдата или 102 парашютиста или 48 носилок и 102 сидячих раненных с сопровождающими или 78108 кг груза. Типовая нагрузка 56245 кг

Двигатели

4 ТРДД Pratt Whitney F117-P-100(4 х 185.49 кН)

Массы и нагрузки:

максимальная взлетная 263 083 кг; пустого снаряженного самолета 122 016 кг; полезная нагрузка: 144 солдата или 102 парашютиста, или 48 носилок и 102 сидячих раненных с сопровождающими, или 78108 кг груза;

типовая нагрузка 56245 кг; максимальный запас топлива 102 614 кг.

Летные данные

Крейсерская скорость на высоте 8535 м 829км/ч; скорость захода на посадку 260 - 270 км/ч; дистанция сбалансированного взлета 2600 м; потребная посадочная дистанция 1980 м; практическая дальность полета с резервом топлива: с максимальной коммерческой нагрузкой 7500 км, с коммерческой нагрузкой 30 000 кг - 9000 км, с коммерческой нагрузкой 15 000 кг - 11 000 км.

Конструктивные особенности и технико-экономические характеристики

Крыло со сверхкритическим профилем и концевыми аэродинамическими поверхностями. Расчетный ресурс 6О 000 летных часов (12 000 посадок в течение 20-летнего срока службы), трудоемкость техобслуживания 8,8... 11 чел.-ч на 1 ч полета, время подготовки к повторному вылету 45 мин. Расход топлива на пассажиро-километр около 23 г., на двухдвигательном, варианте предполагается его снизить до 17,5 г. Уровень шума соответствует требованиям по шуму ИКАО.

1. Расчет лётных характеристик самолёта

1.1 Исходные данные для расчета лётных характеристик самолёта

Лётные характеристики необходимо рассчитать для самолёта ИЛ-96-300.

Заданы:

m_взл = 250000 кг,

m_т = 104000 кг,

S = 353 м²,

Двигатели ТРДД ПС-90А:

P_взл = 720 кН,

С_уд = 0,035 кг/Н*час,

Аэродинамические силовые характеристики задаются в виде поляр и зависимостей С_уа() для полётной, взлётной и посадочной конфигураций самолёта.

2. Расчёт летных характеристик самолёта с турбореактивным двигателем

1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полёта упрощённым методом тяг

Для расчета диапазона высот и скоростей необходимо построить диаграммы потребных и располагаемых тяг для различных высот и скоростей (или чисел M) и нескольких значений полётной массы самолёта. Ограничимся расчётом для средней полётной массы

m_ср=m_взл-0.5m_т=250000-0,5*104000=198000 кг,

которую в дальнейшем будем обозначать через m.

Задаётся несколько расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Задаются значения чисел Маха от М_min до максимальной величины М, для которой определена лётная поляра самолёта.

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полёта определяется по формуле

где q_a=05a² – скоростной напор, который соответствует скорости звука на рассматриваемой высоте и определяется по таблице стандартной атмосферы (приложение 1).

Для каждой высоты и различных чисел М определяются потребные P_п и располагаемые P_р тяги:

P_п =mg/k, P_р =P₀(H, M).

Значения (H,M) определяются по высотно-скоростным характеристикам двигателя.

Для большей точности построения диаграммы потребных тяг следует определить минимальную для всех высот потребную тягу в области докритических чисел М:

P_пmin =mg/k_max ,

где k_max – максимальное аэродинамическое качество.

Максимальному аэродинамическому качеству соответствует наивыгоднейшая скорость полёта V_нв или соответственно М_нв:

где - коэффициент аэродинамической подъёмной силы при наивыгоднейшем угле атаки.

На больших скоростях минимальные скорости (или числа ) определяются в левых точках пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, а наивыгоднейшие скорости (или числа ) определяются по кривым потребных тяг при .

Для каждой высоты результаты расчёта потребных и располагаемых тяг заносится в таблицу.

Таблица 1.1

0,24	82	1,30	0,170	7,70	252	569	317	13,4
0,35	119	0,65	0,049	13,27	146	518	372	22,8
0,4	136	0,49	0,046	10,65	165	490	325	22,8
0,5	170	0,31	0,037	8,40	231	454	223	19,5
0,6	204	0,22	0,035	6,29	309	418	109	-
0,7	238	0,16	0,036	4,44	437	396	-41	-
0,8	272	0,12	0,036	3,33	583	374	-209	-
0,9	306	0,10	0,048	2,08	934	360	-574	-

Таблица 1.2

0,28	94	1,30	0,170	7,70	252	490	238	11,5
0,39	130	0,65	0,049	13,27	146	446	300	20,1
0,5	166	0,40	0,040	10,00	194	410	216	18,5
0,6	199	0,28	0,037	7,57	257	382	125	12,8
0,7	232	0,20	0,055	5,71	340	360	20	2,4
0,8	266	0,15	0,036	4,17	466	346	-120	-
0,9	299	0,12	0,048	2,50	777	338	-439	-

Таблица 1.3

0,31	100	1,30	0,170	7,70	252	414	162	8,3
0,44	143	0,65	0,049	13,27	146	374	228	16,8
0,50	162	0,51	0,040	12,75	152	360	208	17,3
0,60	194	0,36	0,039	9,23	210	340	130	13
0,70	227	0,26	0,036	7,22	269	324	55	6,6
0,80	259	0,20	0,037	5,41	385	317	-68	-
0,90	292	0,16	0,049	3,27	594	315	-284	-

Таблица 1.4

0,41	126	1,30	0,170	7,70	252	295	43	2,8
0,58	179	0,65	0,049	13,27	146	274	128	11,8
0,60	185	0,61	0,052	12,30	150	270	120	11,4
0,70	216	0,45	0,044	10,23	190	263	73	8,1
0,80	246	0,34	0,041	8,29	234	252	18	2,3
0,90	277	0,27	0,053	5,09	382	245	-137	-

Таблица 1.5

0,52	153	1,30	0,170	7,70	252	216	-36	-
0,60	177	0,98	0,093	10,54	184	209	25	2,8
0,73	215	0,65	0,049	13,27	146	202	56	6,2
0,80	236	0,54	0,056	9,64	185	202	17	2,1
0,90	266	0,43	0,063	6,83	284	198	-86	-

По результатам расчета строятся кривые потребных и располагаемых тяг для выбранных высот полёта (рис.1.1). В точках пересечения располагаемых и потребных тяг определяются значения максимальных скоростей V_max установившегося горизонтального полёта.

Далее определяются эксплуатационные ограничения скорости, обусловленные:

а) предельно допустимым значением угла атаки С_уадоп (принимаем С_уадоп = 0,85С_уамах):

б ) предельно допустимым скоростным напором q_пред. Принимаем q_пред=16000 Н/м².

Все результаты занесены в таблицу 1.6.

Таблица 1.6

0	88	92	119	162	306
2000	94	100	130	178	299
4000	100	110	143	198	292
8000	126	138	179	247	277
11000	153	166	215	297	266

Строится сводный график V_min, V_minдоп, V_нв, V_max, V_q, V_м в зависимости от высоты полёта. В итоге получается лётный эксплуатационный диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полёта.