Заключение
При расчете самолета получены следующие данные:
суммарная длина
взлетной дистанции
;
суммарная длина
посадочной дистанции
;
располагаемый
запас топлива для полета на крейсерском
участке
;
средний километровый
расход топлива
;
продолжительность полета Т = 7 (ч) 34 (мин);
полная дальность
самолета
.
Лётно-технические характеристики самолета-прототипа Ан-225 и самолета исследуемого в курсовой работе не совпадают с данными прототипа. Практический потолок получился 11 (км). Крейсерская скорость оказалась равной 887 (км/ч), а у самолета-прототипа 850 (км/ч). Полная дальность полета Ан-225 больше, чем у самолета исследуемого в курсовой работе. Причиной отличий являются разные взлетные массы и массы топлива. Еще на лётно-технические характеристики повлияла заданая изначально мощность двигателя. Статическая тяга исследуемого самолета меньше, чем у самолета-прототипа.
Библиографический список
-
А.Ф.Бочкарев, В.Л.Балакин, В.М.Турапин. Расчет летных характеристик, продольной устойчивости и управляемости самолета: Учебное пособие СГАУ, 1999г.
-
Ишков С.А. Лекции по динамике полета
-
Требования по стандартизации при проведении учебного процесса. Сборник нормативно-технических руководящих документов. КуАИ,1990г.
-
Баяндина Т.А., Балакин В.Л. Расч ёт лётных характеристик, продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта: Учебное пособие, СГАУ, 2004 г.