Добавил:
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз: Предмет: Файл:
Курсовой проект - Трайдент 3В.doc
Скачиваний:
82
Добавлен:
28.04.2020
Размер:
2.55 Mб
Скачать

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:

mвзл = 69 000 кг,

mт = 25 500 кг,

S = 138,7 м 2,

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

Pвзл = 3 ·54400 Н,

Суд = 0,061 кг/Н ·час,

Аэродинамические силовые характеристики задаются в виде поляр и зависимостей

Суа () 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 Мmin до максимальной величины Мmax , для которой определена лётная поляра самолёта.

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полёта определяется по формуле:

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

Для каждой высоты и различных чисел М определяются потребные Pп и располагаемые Pр тяги:

Pп = mg/k, Pр = 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:

Pпmin =mg/k max ,

где kmax максимальное аэродинамическое качество.

Максимальному аэродинамическому качеству соответствует наивыгоднейшая скорость полёта Vнв или соответственно Мнв:

где cya НВ = 0,49 - коэффициент аэродинамической подъёмной силы при наивыгоднейшем угле атаки.

На больших высотах минимальные скорости (или числа Mmin ) определяются в левых точках пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, а наивыгоднейшие скорости (или числа MНВ ) определяются по кривым потребных тяг при Pп 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 Vmax 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 αдоп или суа доп :

принимается суа доп = 0,85·суамах ;

;

,

б) предельно допустимым скоростным напором qпред :

принимается qпред = 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 Vmin , Vmin доп , Vнв , Vmax , Vq 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