Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
|
Министерство транспорта РФ ФГБОУ ВПО УВАУГА (И) Кафедра летной эксплуатации и безопасности полетов Дисциплина «Аэродинамика и динамика полетов» Лабораторная работа №3 Исследование влияния эксплуатационных факторов и параметров состояния внешней среды на летные характеристики самолета Выполнил курсант группы П-12-1 Усатов Д.А. Проверил преподаватель к.т.н. Бондаренко А.А. Ульяновск 2013/2014 гг. |
1. Цель выполнения лабораторной работы
Цели лабораторной работы:
- изучение взаимосвязи основных аэродинамических и летных характеристик самолета на установившихся режимах полета (горизонтальный полет, набор высоты, снижение и планирование);
- исследование влияния основных эксплуатационных факторов (полетная масса, конфигурация самолета, режим работы двигателя и т.д.) и параметров состояния внешней среды (атмосферное давление или высота полета, температура воздуха) на летные характеристики легкого самолета при выполнении установившихся режимов полета.
Задачи лабораторной работы:
- для заданных условий построить зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки и поляры самолета, а также кривые потребных тяг и мощностей и поляры вертикальных скоростей;
- определить все характерные скорости и режимы полета;
- сделать обоснованные выводы о влиянии рассматриваемых эксплуатацион-ных факторов и параметров состояния внешней среды на летные характеристики самолета.
Для решения поставленных задач используются приближенные характеристики самолета Як-18Т с двигателем М-14П.
2. Летные характеристики самолета на установившихся режимах полета
2.1. Основные понятия и определения
Особенностью установившихся режимов полета является равенство нулю равнодействующей всех сил, действующих на самолет. Это позволяет получить достаточно простые уравнения движения самолета и формулы для расчета основных ЛХ, к которым относят:
- характерные скорости полета (минимальная теоретическая vmin t, экономическая vэк, наивыгоднейшая vнв, наивыгоднейшая набора высоты vнв наб и максимальная vmax);
- характеристики НВ (максимальная вертикальная скорость набора высоты vy max, максимальный угол θmax и максимальный градиент набора высоты ηmax);
- характеристики СН (минимальная вертикальная скорость снижения vy min и минимальный угол снижения θсн min).
ЛХ самолета для установившихся режимов полета зависят:
- от аэродинамических характеристик самолета;
- от режима работы силовой установки;
- от полетной массы самолета;
- от параметров состояния внешней среды (атмосферное давление и температура воздуха), которые в стандартных условиях определяются по таблице международной стандартной атмосферы (МСА) в зависимости от высоты полета.
Для расчета установившихся режимов полета самолета пользуются методом, предложенным в начале прошлого века русским аэродинамиком Н.Е. Жуковским. Согласно этому методу для ГП строятся зависимости потребных и располагаемых тяг (мощностей) от потребной скорости, которые называются кривыми потребных и располагаемых тяг.
2.2. Потребная скорость ГП
Расчетная формула для потребной скорости ГП получается из условия равенства подъемной силы и силы тяжести:
vГП =
где m – полетная масса самолета;
g – ускорение свободного падения;
ρ – плотность воздуха на заданной высоте;
S – площадь крыла;
Сya – коэффициент подъемной силы.
На vГП влияют следующие ЭФ:
Для того, чтобы упростить пилотирование самолета за счет исключения влияния плотности на vГП, вводится понятие индикаторной скорости vинд, которая рассчитывается по стандартному значению плотности воздуха для нулевой высоты по МСА при атмосферном давлении 760 мм рт. ст. и температуре +15°С (ρН=0 = 1,225 кг/м3). Обычно пилотирование самолета осуществляется по приборной скорости VПР, которая отличается от индикаторной за счет различных погрешностей системы измерения скорости. Погрешности эти небольшие, поэтому, в первом приближении, принимают vПР = vинд, а связь воздушной и приборной скорости имеет следующий вид:
v =vПР
где ρН=0 – плотность воздуха при стандартных условиях (МСА, Н=0);
ρ – плотность воздуха на заданной высоте полета.
Выражение для потребной приборной скорости:
vГПпр =
Потребная приборная скорость ГП не зависит от плотности воздуха, а, следовательно, от высоты полета.
Пилотирование по приборной скорости получается проще, т.к. ее величина при постоянной массе и конфигурации самолета однозначно определяет угол атаки.
На самолете Як-18Т установлен указатель скорости УС-450, который измеряет приборную скорость полета в км/ч.
2.3. Потребная тяга ГП
Формула для потребной тяги ГП:
где K = – аэродинамическое качество самолета.
Из формулы видно, что на РГП влияют следующие ЭФ:
2.4. Кривые потребных и располагаемых тяг для ГП
Для построения используются формулы:
vГП =
Слева кривая потребная тяги ограничивается минимальной теоретической скоростью vmin т, которая соответствует максимальному коэффициенту подъемной силы cya и критическому углу атаки αкр. Дальнейшее уменьшение скорости приведет к сваливанию. Скорость сваливания приближенно считают равной минимальной теоретической скорости.
При увеличении скорости для сохранения ГП требуется уменьшение угла атаки. При уменьшении угла атаки до наивыгоднейшего происходит прирост K до максимального значения, а, следовательно, уменьшение РГП до минимального. Скорость, соответствующая полету с наивыгоднейшим углом атаки αнв, называется наивыгоднейшей скоростью vнв. При дальнейшем увеличении скорости и уменьшении угла атаки K начинает уменьшаться, что приводит к увеличению потребной тяги РГП.
При пересечении кривых потребной и располагаемой тяг определяется максимальная скорость ГП vmax.
Экономическая скорость vэк соответствует максимальному избытку тяги ∆Р.
2.5. Определение ЛХ самолета в наборе высоты и на снижении
Потребная тяга для набора высоты:
Pнаб = Ха + mg∙sinθ
Потребная тяга на снижении:
Pсн = Ха - mg∙sinθсн
Угол набора высоты:
Вертикальная скорость набора высоты:
Угол снижения:
Вертикальная скорость снижения:
2.6. Определение ЛХ самолета по полярам вертикальных скоростей
По полярам вертикальных скоростей можно определить два характерных режима наборы высоты:
2) проведением касательной, параллельной оси абсцисс, определяется режим максимальной скороподъемности, при котором достигает максимального значения вертикальная скорость vy max, а соответствующая ему скорость называется наивыгоднейшей скоростью набора высоты vнв наб.
|
вариант 4 |
вариант 8 |
|
|
Полетная масса самолета, кг |
1550 |
1650 |
|
Положение щитка |
выпущен |
выпущен |
|
Положение шасси |
выпущен |
выпущен |
|
Режим работы двигателя |
взлетный |
взлетный |
|
Высота по МСА, м |
0 |
0 |
Табл. 1. – Исходные данные.
|
№ п/п |
α,о |
vГП, км/ч |
Сyа |
Сxa |
K |
Pрасп, кг |
PГП, кг |
∆P, кг |
vy, м/с |
|
|
vmin |
1 |
14,3 |
106 |
1,530 |
0,285 |
5,35 |
431 |
289 |
142 |
2,72 |
|
vНВ |
2 |
10,6 |
116 |
1,291 |
0,228 |
5,64 |
422 |
274 |
148 |
3,07 |
|
vНВ наб |
3 |
9,8 |
119 |
1,224 |
0,217 |
5,62 |
419 |
275 |
144 |
3,07 |
|
vmax |
4 |
2,2 |
170 |
0,595 |
0,142 |
4,19 |
370 |
370 |
0 |
0,00 |
|
αо |
5 |
-5,0 |
143 |
0,008 |
0,119 |
0,06 |
150 |
0 |
0 |
- |
|
6 |
0,0 |
204 |
0,413 |
0,130 |
3,17 |
337 |
454 |
-117 |
-5,48 |
|
|
7 |
5,0 |
144 |
0,827 |
0,163 |
5,06 |
395 |
306 |
89 |
2,3 |
|
|
8 |
14,9 |
107 |
1,503 |
0,294 |
5,1 |
430 |
303 |
127 |
2,45 |
Исследуемый эксплуатационный фактор – масса.
Табл. 2. – Результаты измерений (вариант 4).
Табл. 3. – Результаты измерений (вариант 8).
|
№ п/п |
α,о |
vГП, км/ч |
Сyа |
Сxa |
K |
Pрасп, кг |
PГП, кг |
∆P, кг |
vy, м/с |
|
|
vmin |
1 |
14,3 |
110 |
1,530 |
0,285 |
5,35 |
428 |
307 |
121 |
2,23 |
|
vНВ |
2 |
10,6 |
119 |
1,291 |
0,228 |
5,64 |
419 |
292 |
127 |
2,55 |
|
vНВ наб |
3 |
11,0 |
120 |
1,324 |
0,234 |
5,64 |
420 |
292 |
128 |
2,55 |
|
vmax |
4 |
2,8 |
168 |
0,645 |
0,146 |
4,41 |
371 |
371 |
0 |
0,00 |
|
αо |
5 |
-5,0 |
831 |
0,008 |
0,119 |
0,06 |
150 |
0 |
0 |
- |
|
6 |
0,0 |
210 |
0,413 |
0,130 |
3,17 |
331 |
454 |
-123 |
-6,65 |
|
|
7 |
5,0 |
149 |
0,827 |
0,163 |
5,06 |
390 |
326 |
64 |
1,62 |
|
|
8 |
14,9 |
111 |
1,503 |
0,294 |
5,10 |
427 |
323 |
104 |
1,95 |
Определение для заданных исходных данных:
- минимально допустимую воздушную и приборную скорости полёта, исходя из того, что запас до скорости сваливания должен быть не менее 30%:
vмин доп ≥ 1,3vс;
- при полетной массе 1550 кг: vмин доп ≥ 1,3∙106 = 137,8 км/ч;
- при полетной массе 1650 кг: vмин доп ≥ 1,3∙110 = 143,0 км/ч;
- максимальные эксплуатационные воздушную и приборную скорости полёта, исходя из того, что значение предельного скоростного напора для самолёта Як-18Т составляет qпр = 625 кг/м2 = 6125 Па:
vmax э = = =100 м/с = 360 км/ч.
Вывод: в ходе лабораторной работы были произведены необходимые расчеты, построены графики аэродинамических и лётных характеристик самолёта Як-18Т, на которых наглядно видно, как изменение полетной массы влияет. Итак, при увеличении полетной массы:
1) зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки – не изменяет;
2) зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки – не изменяется; следовательно, не изменяется и качество при увеличении полетной массы, а также не происходит смещения поляры;
3) учитывая зависимость потребной скорости полета от массы, при ее увеличении требуется увеличение потребной скорости: vГП2 = vГП1;
4) график располагаемых и потребных тяг – кривая располагаемой тяги практически не меняется, а потребной – сдвигается вверх, т.е. при увеличении полетной массы требуется большая тяга:
5) зависимость вертикальной скорости от скорости полёта – сдвигается вниз из-за уменьшения избытка тяги.
Контрольные вопросы.
|
1. Как влияет угол атаки: |
|
|
на потребную истинную скорость |
При увеличении α потребная истинная скорость уменьшается |
|
на потребную приборную скорость |
При увеличении α потребная приборная скорость уменьшается |
|
на потребную тягу ГП |
При увеличении α потребная тяга увеличивается |
|
2. Как влияет полётная масса: |
|
|
на потребную истинную скорость |
При увеличении m потребная истинная скорость увеличивается |
|
на потребную приборную скорость |
При увеличении m потребная приборная скорость увеличивается |
|
на потребную тягу ГП |
При увеличении m потребная тяга увеличивается |
|
3. Как влияет выпуск щитка: |
|
|
на потребную истинную скорость |
При выпуске щитка потребная истинная скорость уменьшается |
|
на потребную приборную скорость |
При выпуске щитка потребная приборная скорость уменьшается |
|
на потребную тягу ГП |
При выпуске щитка потребная тяга увеличивается |
|
4. Как влияет выпуск шасси: |
|
|
на потребную истинную скорость |
При выпуске шасси потребная истинная скорость не изменяется |
|
на потребную приборную скорость |
При выпуске шасси потребная приборная скорость не изменяется |
|
на потребную тягу ГП |
При выпуске шасси потребная тяга увеличивается |
|
5. Как влияет высота полёта: |
|
|
на потребную истинную скорость |
При увеличении высоты полёта потребная истинная скорость увеличивается |
|
на потребную приборную скорость |
При увеличении высоты полёта потребная приборная скорость не изменяется |
|
на потребную тягу ГП |
При увеличении высоты полёта потребная тяга не изменится |