Розрахунок льотно-технічних характеристик літака Ан-124

[ виправити ] текст може містити помилки, будь ласка перевіряйте перш ніж використовувати.

скачати

Міністерство освіти і науки Російської Федерації

Державна освітня установа вищої професійної діяльності

«Комсомольський-на-Амурі державний технічний університет»

Факультет Авіа - і кораблебудування

Кафедра Технологія літакобудування

Контрольна робота

з дисципліни «Динаміка польоту»

Розрахунок льотно-технічних характеристик літака Ан-124

Студент групи 3ТС4ка-1 Ю. В. Євдокимова

Керівник курсової роботи Г. А. Колихалов

2006

Зміст

Введення

1. Аеродинамічний розрахунок літака

1.1 Розрахунок потрібних тяг

1.2 Розрахунок наявних тяг

1.3 Визначення льотно-технічних характеристик літака

1.3.1 Мінімальна теоретична швидкість усталеного горизонтального польоту Vmin теор

1.3.2 найвигідніша швидкість горизонтального усталеного польоту Vнв (МНВ)

1.3.3 Крейсерська швидкість горизонтального усталеного польоту Vкр (Мкр)

1.3.4 Максимальна швидкість горизонтального польоту усталеного Vmax (Мmax)

1.3.5 Вертикальна швидкість літака. Найвигідніша швидкість набору висоти. Час підйому

2. Розрахунок характеристик стійкості і керованості літака

2.1 Визначення середньої аеродинамічної хорди крила (САХ)

2.2 Визначення положення аеродинамічного фокусу літака

2.3 Розрахунок балансування кривої

Список використаних джерел

Введення

Динаміка польоту - це наука про закони руху літальних апаратів під дією аеродинамічних, гравітаційних і реактивних сил.

Вона являє собою поєднання в основному трьох класичних дисциплін: механіки твердого тіла, механіки рідини і газу та математики.

Серед широкого кола завдань динаміки польоту велике практичне значення мають завдання, пов'язані з вивченням усталеного прямолінійного руху літака. Рішення їх дозволяє визначити льотні характеристики літака, що характеризуються діапазонами можливих швидкостей і висот, скоропідйомність, дальністю, тривалістю польоту і т. д.

При визначенні льотно-технічних характеристик літака користуються рівнянням сил в проекції на осі траєкторією системи координат, розглядаючи при цьому літак як матеріальну точку змінної маси. А при розрахунках стійкості і керованості літака його розглядають як тверде тіло.

Вихідними даними для виконання курсової роботи є результати курсової роботи з аеродинаміки «Розрахунок аеродинамічних характеристик літака Ан-124», його геометричні параметри, аеродинамічні характеристики і крейсерські поляри.

Курсова робота містить розрахунки, графіки та малюнки, пояснення і обгрунтування розрахунку льотно-технічних характеристик, характеристик поздовжньої стійкості і керованості літака.

1. Аеродинамічний розрахунок літака

У завдання аеродинамічного розрахунку входить визначення, в залежності від діючих на літак зовнішніх сил, кінематичних параметрів сталого руху центру мас літака, тобто його льотно-технічних характеристик (ЛТХ). До ЛТХ відноситься максимальна швидкість горизонтального польоту усталеного на різних висотах, гранично можлива висота горизонтального польоту, час підйому літака на різні висоти (якщо рух при підйомі приймати як усталене), дальність польоту літака і т.д.

Розглянемо рівняння руху прямолінійного усталеного польоту при наборі висоти без крену і ковзання (вертикальна площина)

P cos (α + φ) = X + m g sin θ;

Y + P sin (α + φ) = m g sin θ, (1.1)

де α - кут між поздовжньою віссю Ох літака і проекцією швидкості V на площину симетрії літака;

φ - кут між силою тяги двигуна Р і середньої хордою крила;

θ - кут нахилу траєкторії утворений напрямом швидкості V і місцевої горизонтальною площиною.

Так як в умовах розв'язуваної задачі кут нахилу траєкторії невеликий (θ <20 ˚), а кут (α + φ) відносно малий, то можна прийняти, що

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

У цьому випадку рівняння руху приймуть вигляд

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

Швидкість або число M польоту з другого рівняння

або ; (1.3)

; ,

де ρ Н - атмосферний тиск на висоті Н; Н = 11000 м.

м / с; ,

Як видно, швидкість польоту, потребная при заданому значенні з у, в першому наближенні (нехтуємо складової сили тяги P · sin (α + φ)) не залежить від тяги двигуна, а отже, залежить тільки від значення з у. Необхідна умова сталого польоту - рівновага моментів сил, діючих на літак, - виконується льотчиком шляхом відповідного відхилення керма висоти.

З першого рівняння системи (1.2), маємо sin θ = (P - X) / m · g, де аеродинамічний опір X приймаючи рівним потрібної тязі Р n, отримаємо

sin θ = (Р-Р n) / m · g = Δρ / m · g (1.4)

З (1.4) випливає, що для того, щоб виконати політ по траєкторії, льотчик повинен вигляді важеля управління двигуном забезпечити необхідну (располагаемую) силу тяги Р.

Таким чином, у першому наближенні швидкість польоту залежить від значення з у, а нахил траєкторії до горизонту - від величини сили тяги двигуна Р.

Сила тяги двигуна в загальному випадку залежить від швидкості і висоти польоту і від положення дроселя. Зазвичай ця залежність (для наочності) задається графічно у вигляді сітки кривих Р (М, Н) або P (V, H) для різноманітних положень дроселя або аналітично.

В основі всіх методів аеродинамічного розрахунку лежить зіставлення значення будь-якого параметра, потрібного для здійснення обраного режиму польоту, із значенням цього ж параметра, яке забезпечує двигун, тобто розташовуваної величиною параметра. Очевидно, рівність потрібної і розташовуваної величин обраного параметра є умовою сталого руху. Як параметр можна вибрати, наприклад, силу тяги або потужність, що розвивається двигуном, витрата пального тощо

Метод аеродинамічного розрахунку, заснований на порівнянні величин потрібної і розташовуваної тяг (метод тяг), побудований Н. Є. Жуковським, - основний метод аеродинамічного розрахунку.

У методі тяг умовою сталого польоту є рівність потрібної і розташовуваної сил тяги.

Таблиця 1 - Вихідні дані на літак Ан-124

Найменування параметрів

Позначення, розмірність

Числове значення

Країна

Екіпаж

Число місць пасажирів


n ж

n пас

СРСР

6

-

Розмах крила

Площа крила

Стреловідность крила

Відносна товщина крила: корн. / Кінця.

Діаметр фюзеляжу

l, м

S, м 2

χ 0,25, град

D ф, м

73,3

628

30

0,14 / 0,10

8,7

Кількість та тип двигунів

Злітна тяга одного двигуна

Злітна потужність одного двигуна

n дв

Р о, даН

N о, кВт

4, ТРДД

23450

-

Злітна маса літака

Маса порожнього спорядженого літака

Платна навантаження

Запас палива

m о, кг

m п.сн., кг

m пл, кг

m т, кг

405000

25000

150000

230000

Дальність польоту

Крейсерська швидкість

Крейсерська висота польоту

Швидкість при заході на посадку

Довжина злітної доріжки

Довжина посадочної доріжки

L, км

V Крейс, км / год

H, км

V зах, км / год

I взл, м

I сел, м

4500

800

11

200

2400

2400

Таблиця 2 - Величини стандартної атмосфери

Геометрична висота Н, м

Атмосферний тиск Р н, Н / м

Температура Т н, К

Щільність ρ н, кг / м 3

Швидкість звуку а н, 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

    1. Розрахунок потрібних тяг

Для горизонтального усталеного польоту без крену і ковзання при умов, що кут α + φ малий, маємо таку систему рівнянь

Р = Х, Y = m · g. (1.5)

З першого рівняння, що є умовою сталості швидкості, випливає, що в горизонтальному сталому польоті тяга дорівнює лобового опору і називається потрібної тягою Р n = X. Друге рівняння системи (1.5) - умова сталості висоти польоту.

Отже, потребная тяга визначається силою лобового опору для усталеного горизонтального польоту на висоті Н і може бути обчислена за формулами

або

; (1.6)

, (1.7)

де з х - коефіцієнт аеродинамічного опору, береться з графіка крейсерських поляр, отриманих в РГЗ з аеродинаміки для відповідного числа М і режиму польоту, зумовленого значенням з у. Остання визначається за формулою (1.7) і залежить від польотної маси літака, швидкості М і висоти польоту Н через щільність повітря ρ Н і швидкість звуку а Н.

Всі розрахунки зводимо в таблицю.

Таблиця 3 - Розрахунок потрібних тяг

М

0,3

0,4

0,6

0,7

0,75

0,8

0,85

0,9

0,95

Н = 0

з у

0,97

0,546

0,24

0,17

0,15

0,14

0,12

0,1

0,097


з х

0,036

0,012

0,017

0,019

0,023

0,04

0,063

0,09

0,139


Р потр (Н)

147303

87231

281138

443594

608580

1134000

2083725

3572100

5687536

Н = 2000м

з у

1,237

0,696

0,31

0,23

0,2

0,17

0,15

0,14

0,12


з х

0,07

0,02

0,019

0,021

0,025

0,042

0,066

0,095

0,144


Р потр (Н)

224527

114052

243261

362387

496125

980576

1746360

2693250

4762800

Н = 4000м

з у

1,595

0,897

0,4

0,3

0,26

0,22

0,2

0,18

0,16


з х

0,13

0,03

0,022

0,023

0,028

0,046

0,071

0,102

0,155


Р потр (Н)

323492

132595

218295

304290

427431

829882

1408995

2249100

3844969

Н = 6000м

з у

2,08

1,17

0,52

0,4

0,33

0,3

0,26

0,23

0,21


з х

0,21

0,075

0,028

0,03

0,033

0,053

0,079

0,109

0,169


Р потр (Н)

400716

254423

213715

297675

396900

701190

1205965

1880961

3194100

Н = 8000м

з у

2,75

1,55

0,7

0,5

0,44

0,4

0,34

0,31

0,27


з х

0,32

0,14

0,042

0,036

0,042

0,064

0,09

0,125

0,192


Р потр (Н)

461847

358491

238140

285768

378859

635040

1050618

1600403

2822400

Н = 11000м

з у

4,34

2,43

1,08

0,8

0,7

0,61

0,54

0,48

0,43


з х

0,691

0,35

0,11

0,053

0,076

0,098

0,128

0,174

0


Р потр (Н)

557854

571667

404250

262946

430920

637643

940800

1438763

0

Графіки залежності потрібних тяг від числа М наведені в додатку А.

    1. Розрахунок наявних тяг

Тяга газотурбінного двигуна змінюється по висоті польоту і швидкості в залежності від режиму його роботи і ступеня форсування. Необхідно також врахувати зменшення тяги за рахунок втрат швидкісного напору в повітрозабірник двигуна. Ці втрати залежать від типу вхідного отвору (лобовий, боковий, довгий, короткий і ін), а на надзвукових швидкостях від чисел М і кількості стрибків ущільнення на вході. З урахуванням цих зауважень располагаемую тягу двигунів, встановлених на літаку і працюють на розрахункових висоті і швидкості, можна представити так:

(1.8)

Вихідні дані для розрахунку:

Розрахункові формули:

Коефіцієнт, що враховує зміну тяги по швидкості польоту М і ступеня двоконтурності двигунів m:

; (1.9)

Коефіцієнт, що враховує зміну тяги двигунів по висоті польоту:

; (1.10)

де Р 0, Р Н - атмосферний тиск у землі і розрахунковій висоті;

Т 0, Т Н - температура повітря біля землі і на розрахунковій висоті.

Коефіцієнт, який враховує збільшення тяги двигуна внаслідок його форсування:

; (1.11)

располагаема тяга двигунів:

(1.12)

Всі розрахунки зведемо в таблицю.

Таблиця 4 - Розрахунок наявних тяг

М

0,3

0,4

0,6

0,7

0,75

0,8

0,85

0,9

0,95

Н, м

ξ Н

ξ V

0,722

0,653

0,551

0,518

0,507

0,498

0,492

0,489

0,489



ξ Ф

1,711

1,734

1,790

1,822

1,840

1,859

1,878

1,898

1,918

0

1

Р, Н

80751

74042

64538

61810

60975

60502

60402

60686

61338

2000м

0,927

Р, Н

74824

68608

59801

57273

56499

56061

55969

56232

56836

4000м

0,855

Р, Н

69070

63360

55211

52878

52166

51727

51673

51914

52473

6000м

0,787

Р, Н

63523

58272

50777

58630

47977

47601

47524

47745

48260

8000м

0,703

Р, Н

56757

52066

45369

43451

42867

42532

42463

42660

43120

11000м

0,625

Р, Н

50468

46297

40342

38636

38117

37817

37757

37933

38342

Графіки наявних тяг наведені в додатку А.

    1. Визначення льотно-технічних характеристик літака

Використовуючи побудовані залежності потрібних та розташованих тяг для горизонтального усталеного польоту визначаємо ЛТХ літака для кожної висоти польоту.

1.3.1 Мінімальна теоретична швидкість усталеного горизонтального польоту V min теор

, , (1.13)

де С У max = - коефіцієнт підйомної сили, відповідний критичного куті атаки.

Таким чином, ця швидкість, при якій підйомна сила ще може врівноважити силу ваги літака на заданій висоті Н i. Практично на V min теор літати не можна, так як будь-яка помилка в пілотуванні або вертикальний порив вітру, що збільшує кут атаки, можуть призвести до звалювання через різке зменшення з у на закритичних кутах атаки.

Обчислюємо для кожної висоти польоту М min і V min, отримані значення М min і V min зведемо в таблицю.

Таблиця 5 - Мінімальна швидкість польоту

Н, м

0

2000

4000

6000

8000

11000

М min

0,31

0,35

0,4

0,45

0,52

0,65

V min

104,9

115,7

128,3

142,9

160,1

192,2

1.3.2 найвигідніша швидкість горизонтального усталеного польоту V нв (М нв)

Найвигідніша швидкість польоту реалізується при К max ~ Р n min = m · g / К max. У свою чергу До max реалізується при польоті з з у = с у НВ найвигіднішу швидкість польоту визначаємо за графіками кривих потрібних тяг (див. додаток А). Дані зводимо в таблицю.

Таблиця 6 - найвигідніший швидкість польоту

Н, м

0

2000

4000

6000

8000

11000

М нв

0,39

0,41

0,45

0,53

0,60

0,69

V нв

132,9

136,3

146,1

167,7

184,8

203,6

1.3.3 Крейсерська швидкість горизонтального усталеного польоту V кр (М кр)

Ця характерна точка виходить проведенням прямої з початку координат дотичній до кривої Р n. Точка дотику відповідає крейсерській швидкості усталеного горизонтального польоту V кр.

Таблиця 7 - Крейсерська швидкість польоту

Н, м

0

2000

4000

6000

8000

11000

М кр

0,62

0,65

0,67

0,71

0,74

0,82

1.3.4 Максимальна швидкість горизонтального польоту усталеного V max (М max)

Точки перетину кривих потрібної і розташовуваної тяг будуть відповідати режиму максимальної швидкості (див. додаток А).

Таблиця 8 - Максимальна швидкість польоту

Н, м

0

2000

4000

6000

8000

11000

М max

0,71

0,75

0,76

0,76

0,76

0,75

V max

252,6

249,4

246,7

240,5

234,2

221,3

1.3.5 Вертикальна швидкість літака. Найвигідніша швидкість набору висоти. Час підйому

Між кривої, потрібної для горизонтального польоту тяги, і кривою розташовуваної тяги знаходиться область можливих режимів усталеного набору висоти (див. додаток А). Вертикальна складова швидкість V у пов'язана зі швидкістю по траєкторії V співвідношенням:

V у = (Р - Р n) V / m g = ΔP V / m g, (1.14)

Для кожної з висот польоту побудуємо графіки залежностей V у від М. Всі обчислення зведемо в таблицю 9.

Графіки кривих Швидкопідйомність наведені у додатку Б.

Час набору висоти визначаємо графо-аналітичним шляхом. Для цього в діапазоні висот 0 <Н <11000 пр будуємо графік залежності 1 / V у max = f (H).

Площа, обмежена кривою 1 / V у max, прямими Н = 0, М = Н пр і віссю Н, визначаємо час набору висоти М пр. Аналогічно можна розрахувати і час зниження літака, наприклад, з крейсерською висоти польоту.

Таблиця 9 - барограмі підйому

Н, м

0

2000

4000

6000

8000

11000

V у max (м / с)

3,65

3,20

2,80

1,83

1,20

0,70

1 / V у max

0,27

0,31

0,36

0,55

0,83

1,43

Δ t (хв)

0,0

9,0

11,2

15,2

23,0

37,7

t наб (Хв)

0,0

9,0

20,2

35,4

58,4

96,1

Барограмі підйому наведена в додатку В.

2. Розрахунок характеристик стійкості і керованості літака

Стійкістю літака називається його здатність без втручання льотчика зберігати заданий балансувальний режим польоту і повертатися до нього після припинення дії зовнішніх збурень. Літак статично стійкий, якщо при малій зміні кутів атаки, ковзання і крену виникають сили і моменти, спрямовані на відновлення вихідного режиму польоту. Динамічна стійкість характеризується загасанням перехідних процесів обуреного руху.

Керованістю літака називається його спроможність виконувати у відповідь на цілеспрямовані дії льотчика будь передбачений у процесі польоту маневр при допустимих умовах. Балансувальний режимами називаються режими, при яких діють на літак сили і моменти врівноважені. Для досягнення задовільних показників динамічної стійкості і керованості потрібно в першу чергу забезпечення статичної стійкості літака.

2.1 Визначення середньої аеродинамічної хорди крила (САХ)

САХ крила є характерним відрізком хорди профілю крила, від початку і в частках якого вимірюються координати центру мас і аеродинамічного фокусу літака. Величина САХ трапецієподібного крила визначається за формулою

(2.1)

м

Координати носка САХ щодо носка центральної хорди обчислюється так

(2.2)

(2.3)

м

м

2.2 Визначення положення аеродинамічного фокусу літака

Фокусом літака називається точка на поздовжньої осі літака, щодо якої коефіцієнт поздовжнього моменту m z не залежить від кута атаки. Іншими словами, фокус є точкою докладання збільшення аеродинамічної сили при зміні кута атаки. Вимірюється положення фокусу щодо САХ.

Розрахунок положення фокусу спільно з визначенням центру ваги дозволяє зробити висновок про поздовжню статичної стійкості літака.

При малих значеннях кута атаки (коефіцієнта з у) коефіцієнт m z лінійно залежить від кута атаки α і з у

(2.4)

де - Ступінь поздовжньої статичної стійкості,

(2.5)

- Координати центру ваги літака та фокусу щодо носка САХ в частках b А; - Нульовий момент літака.

= 2,5; = - 0,02

Для забезпечення поздовжньої стійкості необхідно, щоб фокус літака знаходився позаду центра ваги, тобто <0.

Значення наближено визначається співвідношенням

(2.6)

де - Координата фокусу крила;

(2.7)

Тут - Фокус профілю із середньою товщиною крила;

(2.8)

- Зміна координати фокусу від впливу стисливості повітря в діапазоні чисел Маха М * <М <1,2

;

- Зрушення фокусу внаслідок впливу фюзеляжу

(2.9)

Тут k F = - 1,6 - коефіцієнт, знаходиться в залежності від подовження фюзеляжу λ Ф і відносини х Ф / l Ф (х Ф - координата центра ваги літака відносно носка фюзеляжу визначається з розрахунку, що положення центру ваги щодо САХ відомо; S Ф - площа проекції фюзеляжу в плані можна наближено визначити за формулою = 473,2; - Похідна з у з α для відповідного режиму польоту, 1/град;

- Зрушення фокуса в частках b A для літака класичної схеми з хвостом ГО знаходиться за формулою

(2.10)

Тут L ГО - плече ГО, що відраховується від фокусу без ГО, що визначається координатою (х F кр + х F Ф), до чверті середньої хорди ГО; - Похідна з У ГО за кутом атаки; ε α - похідна кута скосу потоку у ГО за кутом атаки крила досягає значень 0,4 - 0,6 і розраховується за емпіричною формулою

(2.11)

Тут χ η - коефіцієнт, що враховує звуження крила η В, визначається з виразу ; Χ х, χ у - коефіцієнти, що враховують зміна скосу потоку при видаленні ГО від крила, визначаються залежно від безрозмірних (у частках половина розмаху) величин ; за формулами

;

Тут у ГО - вертикальна координата ГО щодо лінії, що проходить через САХ крила; α - кут атаки крила, відповідний крейсерський режим польоту α = α кр. = - 3,9

2.3 Розрахунок балансування кривої

Балансувальні криві відносяться до статичних характеристиках стійкості і керованості. Для розрахунку балансування кривої кута відхилення керма висоти у функції швидкості (або числа М) використовується спрощене співвідношення:

(2.12)

де n P - коефіцієнт ефективності керма висоти: ; S В = 6 - площа керма висоти.

Список використаних джерел

1 Мхітарян А.М. Аеродинаміка. - М.: Машинобудування, 1976. - 448 с.

2 Шульженко М.М. Конструкція літаків. - М.: Машинобудування, 1971. - 416 с.

3 Розрахунок аеродинамічних характеристик літака: Навчально-методичні вказівки з курсу «Аеродинаміка» / Укл. В.В. Фролов. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. - 39 с.

Додати в блог або на сайт

Цей текст може містити помилки.

Транспорт | Контрольна робота
110.3кб. | скачати

Схожі роботи:
Розрахунок характеристик редуктора
Розрахунок технічних параметрів верстатів
Розрахунок характеристик літального апарату
Розрахунок і побудова електротяговий характеристик
Розрахунок інформаційних характеристик каналу звязку
Розрахунок інформаційних характеристик каналу зв язку
Розрахунок та оптимізація характеристик систем електрозвязку
Розрахунок аеродинамічних характеристик несучого гвинта
Конструювання і розрахунок технічних засобів колективного захисту р
© Усі права захищені
написати до нас