Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 (148041)

Посмотреть архив целиком

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа - и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения










КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124



Студент группы 3ТС4ка-1 Ю.В.Евдокимова

Руководитель курсовой работы Г.А.Колыхалов





2006



Содержание


Введение

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнвнв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкркр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmaxmax)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников



Введение


Динамика полета - это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. Решение их позволяет определить летные характеристики самолета, характеризуемые диапазонами возможных скоростей и высот, скороподъемностью, дальностью, продолжительностью полета и т. д.

При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при этом самолет как материальную точку переменной массы. А при расчетах устойчивости и управляемости самолета его рассматривают как твердое тело.

Исходными данными для выполнения курсовой работы являются результаты курсовой работы по Аэродинамике «Расчёт аэродинамических характеристик самолёта Ан-124», его геометрические параметры, аэродинамические характеристики и крейсерские поляры.

Курсовая работа содержит расчеты, графики и рисунки, пояснения и обоснования расчета летно-технических характеристик, характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.



1. Аэродинамический расчет самолета


В задачу аэродинамического расчета входит определение, в зависимости от действующих на самолет внешних сил, кинематических параметров установившегося движения центра масс самолета, т.е. его летно-технических характеристик (ЛТХ). К ЛТХ относится максимальная скорость горизонтального установившегося полета на разных высотах, предельно возможная высота горизонтального полета, время подъема самолета на различные высоты (если движение при подъеме принимать как установившееся), дальность полета самолета и т.д.

Рассмотрим уравнения движения прямолинейного установившегося полета при наборе высоты без крена и скольжения (вертикальная плоскость)


P cos (α + φ) = X + m g sin θ ;

Y + P sin (α + φ) = m g sin θ, (1.1)


где α - угол между продольной осью Ох самолета и проекцией скорости V на плоскость симметрии самолета;

φ - угол между силой тяги двигателя Р и средней хордой крыла;

θ - угол наклона траектории образован направлением скорости V и местной горизонтальной плоскостью.

Так как в условиях решаемой задачи угол наклона траектории невелик (θ < 20˚), а угол (α + φ) относительно мал, то можно принять, что


P · cos (α + φ) = Р, P · sin (α + φ) = 0, cos θ = 1.


В этом случае уравнения движения примут вид


Р = X + m · g · sin · θ; Y = m ·g. (1.2)



Скорость или число M полета из второго уравнения


или ; (1.3)

; ,


где ρН - атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.

м/с ; ,

Как видно, скорость полета, потребная при заданном значении су, в первом приближении (пренебрегаем составляющей силы тяги P · sin (α + φ)) не зависит от тяги двигателя, а значит, зависит только от значения су. Необходимое условие установившегося полета - равновесие моментов сил, действующих на самолет,- выполняется летчиком путем соответствующего отклонения руля высоты.

Из первого уравнения системы (1.2), имеем sin θ = (P-X)/m·g , где аэродинамическое сопротивление X принимая равным потребной тяге Рn, получим


sin θ = (Р-Рn) /m·g = Δρ/m·g (1.4)


Из (1.4) следует, что для того, чтобы выполнить полет по траектории, летчик должен посредством рычага управления двигателем обеспечить необходимую (располагаемую) силу тяги Р.

Таким образом, в первом приближении скорость полета зависит от значения су, а наклон траектории к горизонту - от величины силы тяги двигателя Р.

Сила тяги двигателя в общем случае зависит от скорости и высоты полета и от положения дросселя. Обычно эта зависимость (для наглядности) задается графически в виде сетки кривых Р(М,Н) или P(V,H) для различных положений дросселя или аналитически.

В основе всех методов аэродинамического расчета лежит сопоставление значения какого-либо параметра, потребного для осуществления выбранного режима полета, со значением этого же параметра, которое обеспечивает двигатель, т.е. располагаемой величиной параметра. Очевидно, равенство потребной и располагаемой величин выбранного параметра является условием установившегося движения. В качестве параметра можно выбрать, например, силу тяги или мощность, развиваемую двигателем, расход топлива и др.

Метод аэродинамического расчета, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг (метод тяг), построенный Н.Е.Жуковским, - основной метод аэродинамического расчета.

В методе тяг условием установившегося полета является равенство потребной и располагаемой сил тяги.


Таблица 1 – Исходные данные на самолёт Ан-124

Наименование параметров

Обозначение, размерность

Числовое значение

Страна

Экипаж

Число мест пассажиров


nж

nпас

СССР

6

-

Размах крыла

Площадь крыла

Стреловидность крыла

Относительная толщина крыла: корн. / концев.

Диаметр фюзеляжа

l, м

S, м2

χ0,25, град

Dф, м

73,3

628

30

0,14 / 0,10

8,7

Число и тип двигателей

Взлётная тяга одного двигателя

Взлётная мощность одного двигателя

nдв

Ро, даН

Nо, кВт

4, ТРДД

23450

-

Взлетная масса самолёта

Масса пустого снаряженного самолёта

Платная нагрузка

Запас топлива

mо, кг

mп.сн., кг

mпл, кг

mт, кг

405000

25000

150000

230000

Дальность полёта

Крейсерская скорость

Крейсерская высота полёта

Скорость при заходе на посадку

Длина взлётной дорожки

Длина посадочной дорожки

L, км

Vкрейс, км/ч

H, км

Vзах, км/ч

Iвзл, м

Iпос, м

4500

800

11

200

2400

2400


Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

Геометрическая высота Н, м

Атмосферное давление Рн, Н/м

Температура Тн, К

Плотность ρн, кг/м3

Скорость звука ан, м/с

0

103323,0

288,15

1,2492

340,28

2000

81065,0

275,14

1,0265

332,52

4000

62782,0

262,13

0,8356

324,56

6000

48144,0

249,13

0,6732

316,41

8000

36351,0

236,14

0,5363

308,05

11000

23137,0

216,66

0,3720

295,07


Случайные файлы

Файл
work.doc
59574.rtf
KASIAN4.DOC
000-0005.DOC
121225.rtf




Чтобы не видеть здесь видео-рекламу достаточно стать зарегистрированным пользователем.
Чтобы не видеть никакую рекламу на сайте, нужно стать VIP-пользователем.
Это можно сделать совершенно бесплатно. Читайте подробности тут.