Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего

профессионального образования

«Самарский Государственный аэрокосмический университет

имени академика С. П. Королева»

Кафедра динамики полета и систем управления

Пояснительная записка к курсовой работе

по динамике полета самолета

Выполнил: студент гр. 3302

Проверил: доцент Давыдов И.Е.

Самара 2009

РЕФЕРАТ

Курсовая работа: 28 страниц, 1 приложение, 4 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

Содержание

Введение

1 Расчет летных характеристик самолета

1.1 Исходные данные для расчета летных характеристик самолета9

1.2 Расчет летных характеристик самолета с турбореактивным двигателем9

1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг9

1.2.2 Расчет скороподъемности самолета13

1.3 Взлетные и посадочные характеристики самолета

1.3.1 Расчет взлетной дистанции самолета с разбегом15

1.3.2 Расчет длины посадочной дистанции16

2 Расчет дальности и продолжительности полета самолета18

2.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках

набора высоты и снижения18

2.2 Расчет располагаемого запаса топлива20

2.3 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости V ^*= const и высоте H = H ^*= const

Заключение

Список использованных источников

Приложение

Введение

Наименование: Hawker Siddeley/de Havilland Trident (Хоукер Сиддли/Де Хэвилленд Трайдент)

Самолет Трайдент был создан в 1956г. сначала под обозначением Де Хэвилленд D.H.121 как предложение на техническое задание авиакомпании Бритиш Юуропиан Эйруэйз (British European Airways). Заказ на его серийное производство поступил в августе 1959г. В конце 1959г. компания Де Хэвилленд присоединилась к компании Хоукер Сиддли Груп (Hawker Siddeley Group), последняя продолжила разработку и производство самолетов Трайдент под обозначением HS.121. Cамолет D.H.121 был оснащен турбовинтовыми двигателями Роллс-Ройс RB.141 Мидуэй (Rolls-Royce RB.141 Medway) тягой 6350 кг (14000 фунтов), а вместимость возросла до 140 пассажиров. Но авиакомпания BEA потребовала уменьшения размеров самолета, и D.H.121 был уменьшен до 88-95 мест и оснащен двигателями RB.163 Спей (Spey) тягой 4468 кг (9850 фунтов). Это уничтожило надежду на большие экспортные продажи. Серийный Трайдент 1С (G-ARPA) cовершил свой первый полет 9 января 1962г. Трайдент 1Е, поднявшийся в воздух в сентябре 1965г., имел стандартную вместимость 115 пассажиров, но мог вместить до 139 человек. Ограниченные экспортные продажи имел Трайдент 2Е. Наряду с 15 образцами для авиакомпании BEA, два самолета были поставлены авиакомпании Кипрус Эйруэйз и 33 - управлению гражданской авиации Китайской Народной Республики. Предполагалось оснастить самолет навигационным оборудованием для полетов в сложных метеоусловиях. Модель Трайдент 2Е авиакомпании BEA поставлялась с системой автоматической посадки Смитc (Smiths Autoland System) для всех трех категорий погодных условий; эти авиалайнеры были первыми в мире, имевшими оборудование для полетов при любой погоде. Последней серийной моделью был Трайдент 3В. Его фюзеляж был удлинен на 5,00 м (16 футов 5 дюймов) для размещения 180 пассажиров. Мощность на взлете была увеличена за счет установки в хвостовой части самолета под рулем направления турбореактивного двигателя Роллс-Ройс RB.162-86 тягой 2381 кг (5250 фунтов); первый взлет Трайдента 3В был зарегистрирован 22 марта 1970г. Этот самолет также имел систему автоматической посадки Смитc и в декабре 1971г. был сертифицирован для полетов при погодных условиях полной категории IIa (Category IIa). В 1975г. производство закончилось, всего было построено 117 самолетов; последними двумя являлись Трайдент Супер (Trident Super) 3B для управления гражданской авиации КНР. Они отличались от стандартной модели Трайдент 3В дополнительным запасом топлива и вмещали 152 пассажира.

Характеристики.

Тип: среднемагистральный пассажирский самолет.

Экипаж: 3.

Пассажиров: 180.

Силовая установка: три турбовинтовых двигателя Роллс-Ройс Спей (Rolls-Royce Spay) RB.163-25 Mk 512-5W тягой 5425 кг.

один турбореактивный двигатель Роллс-Ройс RB. 162-86 тягой 2381 кг Летные данные:

крейсерская скорость на высоте 7620 м 974 км/час;

экономическая крейсерская скорость на высоте 9145 м 959 км/час;

дальность полета с типичной полезной нагрузкой 3965 км (2464 мили);

потолок: 9100м.

Веса:

снаряженного - 33203 кг;

максимальный взлетный 65318 кг. Размеры:

размах крыла 29,87 м;

длина 34,98 м;

высота 8,23 м;

площадь крыла 135,26 кв. м.

1 Расчет летных характеристик самолета

1.1 Исходные данные для расчета лётных характеристик самолёта

Лётные характеристики необходимо рассчитать для самолёта Трайдент 3В.

Заданы:

m_взл = 69 000 кг,

m_т = 25 500 кг,

S = 138,7 м ²,

Двигатели ТРДД Роллс-Ройс «Спей» 512-5W:

P_взл = 3 ·54400 Н,

С_уд = 0,061 кг/Н ·час,

Аэродинамические силовые характеристики задаются в виде поляр и зависимостей

С_уа () для полётной, взлётной и посадочной конфигураций самолёта.

1.2 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, которую в дальнейшем будем обозначать через m:

принимается средняя полетная масса - m = 56250 кг.

Задаёмся несколькими значениями расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Задаёмся значениями чисел Маха от М_min до максимальной величины М_max , для которой определена лётная поляра самолёта.

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полёта определяется по формуле:

где q_a = 0,5a ² – скоростной напор, который соответствует скорости звука на рассматриваемой высоте (САУ).

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 c_{ya НВ} = 0,49 - коэффициент аэродинамической подъёмной силы при наивыгоднейшем угле атаки.

На больших высотах минимальные скорости (или числа M_min ) определяются в левых точках пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, а наивыгоднейшие скорости (или числа M_НВ ) определяются по кривым потребных тяг при P_{п min}.

Для каждой высоты результаты расчёта потребных и располагаемых тяг заносятся в таблицу 1.

По результатам расчета строятся кривые потребных и располагаемых тяг для выбранных высот полёта (рис.1). В точках пересечения располагаемых и потребных тяг определяются значения максимальных скоростей V_max установившегося горизонтального полёта.

Таблица 1.1 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 0 км

№1	Н = 0 км ; qa = 70940 Н/м ; а = 340 м/с
M	Мmin.	Mср.	Мн.в.	М(0,4)	М(0,5)	М(0,6)	М(0,7)	М(0,75)	М(0,8)	М(0,85)	М(0,9)	М(0,95)
M	0,21	0,27	0,34	0,40	0,50	0,60	0,70	0,75	0,80	0,85	0,90	0,95
V	71,2	93,1	115,0	136,0	170,0	204,0	238,0	255,0	272,0	289,0	306,0	323,0
Cya	1,28	0,7480	0,49	0,3505	0,2243	0,1558	0,1145	0,0997	0,0876	0,0776	0,0692	0,0621
Cxa	0,163	0,064	0,038	0,0292	0,0254	0,0244	0,0246	0,0258	0,0266	0,0328	0,0382	0,0538
K	7,85	11,6878	12,89	12,00	8,83	6,39	4,65	3,86	3,29	2,37	1,81	1,16
Pn	70274,6	47215,8	42796,5	45969,6	62480,1	86429,1	118604	142794	167506	233174	304450,03	477746
Pp	130560	122400	114240	110976	104448	97920	94656	93024	91392	89760	81600	79968
ε	0,8	0,75	0,7	0,68	0,64	0,6	0,58	0,57	0,56	0,55	0,5	0,49

Рисунок 1.1 – Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 0 км.

Таблица 1.2 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 2 км

№2	Н = 2 км ; qa, = 55730 Н/м; а = 332 м/с
M	Мmin.	Mср.	Мн.в.	М(0,4)	М(0,5)	М(0,6)	М(0,7)	М(0,75)	М(0,8)	М(0,85)	М(0,9)	М(0,95)
M	0,24	0,31	0,38	0,40	0,50	0,60	0,70	0,75	0,80	0,85	0,90	0,95
V	78,4	102,6	126,7	132,8	166,0	199,2	232,4	249,0	265,6	282,2	298,8	315,4
Cya	1,28	0,7480	0,49	0,4462	0,2856	0,1983	0,1457	0,1269	0,1116	0,0988	0,0881	0,0791
Cxa	0,163	0,064	0,038	0,0348	0,0268	0,025	0,0248	0,0258	0,0266	0,029	0,0384	0,0538
K	7,85	11,6878	12,89	12,82	10,66	7,93	5,87	4,92	4,19	3,41	2,30	1,47
Pn	70274,6	47215,8	42796,5	43039,3	51789,3	69567,8	93931,9	112178	131591	161958	240426,18	375314
Pp	112608	106080	102816	97920	93024	88128	83232	81600	81600	81600	79968	79968
ε	0,69	0,65	0,63	0,6	0,57	0,54	0,51	0,5	0,5	0,5	0,49	0,49

Рисунок 1.2 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 2 км

Таблица 1.3 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 4 км

№3	Н = 4 км; qa = 43140 Н/м; а = 324 м/с
M	Мmin.	Mср.	М(0,4)	Мн.в.	М(0,5)	М(0,6)	М(0,7)	М(0,75)	М(0,8)	М(0,85)	М(0,9)	М(0,95)
M	0,27	0,35	0,40	0,43	0,50	0,60	0,70	0,75	0,80	0,85	0,90	0,95
V	87,0	113,8	129,6	140,6	162,0	194,4	226,8	243,0	259,2	275,4	291,6	307,8
Cya	1,28	0,7480	0,49	0,4900	0,3689	0,2562	0,1882	0,1640	0,1441	0,1277	0,1139	0,1022
Cxa	0,163	0,064	0,038	0,038	0,03	0,026	0,0253	0,0261	0,027	0,0294	0,0392	0,0544
K	7,85	11,68782	12,89	12,89	12,30	9,85	7,44	6,28	5,34	4,34	2,90	1,88
Pn	70274,64	47215,82	42796,52	42796,52	44876,39	56005,73	74177,67	87845,52	103395,19	127098,9	189988,66	293766,8
Pp	97920	91392	88128	86496	81600	78336	76704	75072	73440	71808	71808	70176
ε	0,6	0,56	0,54	0,53	0,5	0,48	0,47	0,46	0,45	0,44	0,44	0,43

Рисунок 1.3 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 4 км

Таблица 1.4 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 6 км

№4	Н = 6 км; qa = 33000 Н/м; а = 316 м/с
M	Ммин.	M(0,35)	Mср.	M(0,45)	Мн.в.	М(0,6)	М(0,7)	М(0,75)	М(0,8)	М(0,85)	М(0,9)	М(0,95)
M	0,31	0,35	0,40	0,45	0,50	0,60	0,70	0,75	0,80	0,85	0,90	0,95
V	97,0	110,6	126,9	142,2	156,7	189,6	221,2	237,0	252,8	268,6	284,4	300,2
Cya	1,28	0,9842	0,7480	0,5954	0,49	0,3349	0,2461	0,2143	0,1884	0,1669	0,1488	0,1336
Cxa	0,163	0,105	0,064	0,047	0,038	0,0284	0,0262	0,0268	0,028	0,0302	0,0402	0,0556
K	7,85	9,373573	11,68782	12,66799	12,89	11,79	9,39	8,00	6,73	5,53	3,70	2,40
Pn	70274,64	58872,95	47215,82	43562,55	42796,52	46796,27	58760,81	68999,78	82021,63	99870,03	149039,530	229674,3
Pp	81600	78336	76704	75072	74256	68544	65280	65280	63648	63648	63648	63648
ε	0,5	0,48	0,47	0,46	0,455	0,42	0,4	0,4	0,39	0,39	0,39	0,39

Рисунок 1.4 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 6 км

Таблица 1.5 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 8 км

№5	Н = 8 км; qa = 24910 Н/м; а = 308 м/с
М	Ммин.	М(0,4)	Mср.	М(0,5)	Мн.в.	М(0,6)	М(0,7)	М(0,75)	М(0,8)	М(0,85)	М(0,9)	М(0,95)
М	0,35	0,40	0,46	0,50	0,57	0,60	0,70	0,75	0,80	0,85	0,90	0,95
V	108,8	123,2	142,3	154,0	175,8	184,8	215,6	231,0	246,4	261,8	277,2	292,6
Cya	1,28	0,9983	0,7480	0,6389	0,49	0,4437	0,3260	0,2840	0,2496	0,2211	0,1972	0,1770
Cxa	0,163	0,106	0,064	0,052	0,038	0,0346	0,0284	0,0288	0,0296	0,032	0,0422	0,0576
K	7,85	9,42	11,69	12,29	12,89	12,82	11,48	9,86	8,43	6,91	4,67	3,07
Pn	70274,64	58597,09	47215,82	44915,22	42796,52	43035,69	48080,02	55971,27	65451,84	79879,99	118099,39	179605,6
Pp	70176	66912	65280	63648	62016	58752	57120	57120	55488	55488	53856	53856
ε	0,43	0,41	0,4	0,39	0,38	0,36	0,35	0,35	0,34	0,34	0,33	0,33

Рисунок 1.5 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 8 км

Таблица 1.6 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 9 км

№6	Н = 9 км; qa = 21510 Н/м; а = 304м/с
М	Ммин.	М(0,4)	Mср.	М(0,55)	М(0,6)	Мн.в.	М(0,7)	М(0,75)	М(0,8)	М(0,85)	М(0,9)	М(0,95)
М	0,38	0,40	0,50	0,55	0,60	0,61	0,70	0,75	0,80	0,85	0,90	0,95
V	115,6	121,6	151,2	167,2	182,4	186,8	212,8	228,0	243,2	258,4	273,6	288,8
Cya	1,28	1,1561	0,7480	0,6115	0,5138	0,49	0,3775	0,3288	0,2890	0,2560	0,2284	0,2050
Cxa	0,163	0,14	0,064	0,049	0,0402	0,038	0,031	0,0304	0,0312	0,0336	0,0442	0,0592
K	7,85	8,26	11,69	12,48	12,78	12,89	12,18	10,82	9,26	7,62	5,17	3,46
Pn	70274,64	66828,9	47215,82	44221,99	43176,3	42796,52	45318,41	51016,77	59573,27	72425,92	106813,01	159399,1
Pp	62016	62016	60384	58752	57120	57120	53856	52224	50592	50592	50592	50592
ε	0,38	0,38	0,37	0,36	0,35	0,35	0,33	0,32	0,31	0,31	0,31	0,31

Рисунок 1.6 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 9 км

Таблица 1.7 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 10 км

№7	Н = 10 км; qa = 18500 Н/м; а = 299 м/с
М	Ммин.	M(0,45)	Mср.	М(0,55)	М(0,6)	Мн.в.	М(0,7)	М(0,75)	М(0,8)	М(0,85)	М(0,9)	М(0,95)
М	0,41	0,45	0,54	0,55	0,60	0,66	0,70	0,75	0,80	0,85	0,90	0,95
V	122,6	134,6	160,3	164,5	179,4	198,1	209,3	224,3	239,2	254,2	269,1	284,1
Cya	1,28	1,0621	0,7480	0,7110	0,5974	0,49	0,4389	0,3823	0,3360	0,2977	0,2655	0,2383
Cxa	0,163	0,12	0,064	0,06	0,0474	0,038	0,0346	0,0334	0,0333	0,036	0,0464	0,0614
K	7,85	8,85	11,69	11,85	12,60	12,89	12,69	11,45	10,09	8,27	5,72	3,88
Pn	70274,64	62352,59	47215,82	46571,99	43785,37	42796,52	43503,12	48207,78	54685,53	66740,36	96438,66	142188,3
Pp	55488	54672	53856	53040	52224	50592	48960	48960	48960	47328	45696	45696
ε	0,34	0,335	0,33	0,325	0,32	0,31	0,3	0,3	0,3	0,29	0,28	0,28

Рисунок 1.7 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 10 км

Далее определяются эксплуатационные ограничения скорости, обусловленные:

а) предельно допустимым значением угла атаки α_доп или с_{уа доп} :

принимается с_{уа доп} = 0,85·с_уамах ;

;

,

б) предельно допустимым скоростным напором q_пред :

принимается q_пред = 16000 Н/м ²:

;

.

Все результаты расчета заносятся в таблицу 2.

Таблица 2 - Скорости установившегося горизонтального полета

Н, м	Vmin, м/с	Vmin доп, м/с	VН.В. ,м/с	Vmax, м/с	Vq , м/с
0	71,17	77,1953	115,03	215,2	161,624
2000	78,41	85,0455	126,72	221,5	178,267
4000	86,97	94,3328	140,56	230,4	197,603
6000	96,98	105,193	156,75	232,35	220,351
8000	109,31	118,011	175,85	232,8	246,762
9000	128,92	125,346	186,78	230,4	262,189
10000	148,14	132,936	198,09	226,5	278,415

Строится сводный график V_min , V_{min доп} , V_нв , V_max , V_q в зависимости от высоты полёта. В итоге получается лётный эксплуатационный диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полёта (рис. 2)

Рисунок 2 – Диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета дозвукового самолета с ТРД с учётом эксплуатационных ограничений