Для расчетов / Расчет / Лабораторные работы 2012-2013г / 5 курс / 01-501 / Луговых / 1ое и 2ое приближение

Лабораторная работа по дисциплине

«Автоматизация проектно-конструкторских работ»

Цель работы:

Целью данной лабораторной работы является обучение студентов решению проектных задач, известных им из курса «Проектирование самолетов», с использованием вычислительной техники и программного общесистемного обеспечения терминального класса кафедры 101; получение практических навыков автоматизированного решения проектных задач с применением информационных технологий.

Техническое задание:

Прототипы – пассажирские самолеты Ту-334 и DC9-30.

1. Весовой расчёт

а) Весовой расчёт

I приближение

Формула для определения взлётного веса самолёта в первом приближении:

где, из статистических данных:

– относительный вес конструкции,

– относительный вес силовой установки,

– относительный вес оборудования и управления;

где,

L­_р – дальность полета, V_крейс – крейсерская скорость, a и b – коэффициенты учитывающие тип самолета, равные a = 0,06...0,07, b = 0,05...0,06

– относительный вес топлива;

из технического задания:

– вес целевой нагрузки;

из данных самолётов-прототипов:

– вес служебной нагрузки и снаряжения.

Подставим данные в формулу взлётной массы самолёта в первом приближении, получим:

.

II приближение

1. Определяем потребную удельную нагрузку на крыло самолёта

Случай 1. Посадка:

,

где, статистических данных [1, стр. 88]:

– максимальный коэффициент подъёмной силы при посадке;

– относительный вес топлива;

из технического задания:

– посадочная скорость.

Подставим данные в формулу удельной нагрузки на крыло при взлёте, получим:

.

Случай 2. Крейсерский режим полёта [1, стр. 92]:

,

где, из предварительных изысканий:

=0,336 – коэффициент подъёмной силы на крейсерском режиме полёта;

из технического задания:

V = 227,78 [м/с] – скорость крейсерского полёта;

– относительный вес топлива;

– плотность воздуха на высоте полета 11 км.

Подставим данные в формулу удельной нагрузки на крыло при крейсерском режиме полёта, получим:

.

Потребная удельная нагрузка на крыло самолёта p_0min{p’₀; p’’₀) = 298 даН/м².

2. Определяем потребную тяговооруженность самолёта

Случай 1. Взлёт при отказе двигателя [1, стр. 92]:

,

где, из предварительных изысканий:

n_дв = 2 – число двигателей самолёта;

из предварительных изысканий:

К_наб = 9,5 – аэродинамическое качество самолёта на режиме начального набора высоты;

из НЛГС-2 для n_дв = 2 [1, стр. 77, табл. 4.3]:

tg θ = 0,024 – тангенс угла наклона траектории на режиме начального набора

Подставим данные в формулу тяговооруженности самолёта при взлёте с отказавшим двигателем, получим:

Случай 2. Крейсерский режим полёта [1, стр. 92]:

,

где, из предварительных изысканий:

К_крейс = 14,5 – аэродинамическое качество самолёта на крейсерском режиме полёта;

из статистических данных [1, стр. 89]:

– коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя на крейсерском режиме полёта;

Δ = 0,256 – относительная плотность воздуха на высоте полета 11 км;

ξ – коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости, равен:

,

где М_крейс = 0,68 – число Маха на крейсерском режиме полёта.

Подставим данные в формулу тяговооруженности самолёта при крейсерском режиме полёта, получим:

Случай 3. Взлётный режим при заданной длине разбега самолёта [1, стр. 93]:

где, из расчёта «a)» этого раздела:

p’₀ = 298 [даН/м²] – удельная нагрузка на крыло самолёта;

из статистических данных [1, стр. 90]:

– максимальный коэффициент подъёмной силы при взлёте;

из статистических данных [1, стр. 76]:

– аэродинамическое качество самолёта при разбеге;

– коэффициент трения колес шасси при разбеге;

из предварительных изысканий:

– длина разбега самолёта.

Подставим данные в формулу тяговооруженности самолёта при взлёте с заданной длиной разбега, получим:

Потребная тяговооруженность самолёта Р_0max{P’₀; P’’₀; P’’’₀) = 0,39.

Погрешность веса
Проект	46212
DC9-30, G [даН]	44450
Ту-334, G [даН]	46100
Среднее значение, G [даН]	45587,33
Абсолютная погрешность, G [даН]	625
Относительная погрешность, %	1,37
Среднее квадратичное отклонение, %	0,047

Погрешность нагрузки на крыло
Проект		99,7
DC9-30, G [даН/мм2]		110
Ту-334, G [даН/мм2]		98,5
Среднее значение, G [даН/мм2]		102,73
Абсолютная погрешность, G [даН/мм2]		7
Относительная погрешность, %		7,07
Среднее квадратичное отклонение, %		0,38
Погрешность тяговооруженности
Проект	0,312
DC9-30	0,305
Ту-334	0,32
Среднее значение	0,31
Абсолютная погрешность	0
Относительная погрешность, %	2,45
Среднее квадратичное отклонение, %	0,06

Вывод.

Погрешности, получаемые в результате наших расчетов, позволяют судить о том, что мы в первом приближении способны довольно точно найти искомые величины и что данную методику и приложение в среде Microsoft Excel можно использовать на большом спектре самолетов данного класса.

Использованная литература.

«Методические указания к дипломному проектированию» под ред. Мишина В.Ф.

«Методические указания к лабораторным работам» под ред. Максимовича В.З.