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 образования и науки РФ
Самарский государственный аэрокосмический
университет имени академика С. П. Королева
(Национальный Исследовательский Университет)
Кафедра динамики полета
Пояснительная записка к курсовой работе
по динамике полета
Выполнил:
студент гр. 342 РАЛИСОН М.Л
Преподаватель: ДАВЫДОВ
Самара 2013
РЕФЕРАТ
Курсовая работа: 24 страницы, 8 таблиц, 4 источника
ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, ВЗЛЕТНАЯ И ПОСАДОЧНАЯ ДИСТАНЦИЯ, ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА САМОЛЕТА
В работе проведен расчет летных характеристик самолета, скороподъемности, определены взлетные и посадочные характеристики,
выполнен расчет дальности и продолжительности полета, построены графики летных характеристик. Сделан вывод о характеристиках рассчитываемого самолета, а также проведено сравнение с самолетом-прототипом.
Содержание стр.
1 Расчет летных характеристик самолета………………………………..…
1.1 Исходные данные для расчета летных характеристик самолета………
1.2 Расчет летных характеристик самолета с турбореактивным двигателем………………………………………………………………….....
1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг……………………………………...……
1.2.2 Расчет скороподъемности самолета…………………………………
1.3 Взлетные и посадочные характеристики самолета…………………...
1.3.1 Расчет взлетной дистанции самолета с разбегом…………………...
1.3.2 Расчет длины посадочной дистанции…………………………..…..
2 Расчет дальности и продолжительности полета самолета………..……
2.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках
набора высоты и снижения………………………………………..………..
2.2 Расчет располагаемого запаса топлива…………..…………………….
2.3 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости и высоте ……………………
Заключение………………………………………………………….………
Список использованной литературы……………………………….…..….
Приложение…………………………………………………………………
Размеры
Размах крыла 28,9 м;
длина самолета 31,01 м;
высота самолета 11,07 м;
площадь крыла 122 м2;
Двигатели
CFM56-3B1 (2х90 кН)
Массы и нагрузки:
максимальная взлетная масса 53000 кг;
масса топлива 21500 кг.
Лётные характеристики необходимо рассчитать для самолёта Боинг 737-500.
Заданы:
mвзл = 53000 кг,
mт = 21500 кг,
S = 122 м2,
Двигатели CFM56-3B1:
P0 = 180 кН,
Суд = 0,037 кг/Н*час,
Аэродинамические силовые характеристики задаются в виде поляр и зависимостей Суа() для полётной, взлётной и посадочной конфигураций самолёта.
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
mср=mвзл-0.5mт=53000-0,5*21500=42250 кг,
которую в дальнейшем будем обозначать через m.
Задаётся несколько расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Задаются значения чисел Маха от Мmin до максимальной величины М, для которой определена лётная поляра самолёта.
Минимальное число Маха установившегося горизонтального полёта определяется по формуле
где qa=0,5a2 – скоростной напор, который соответствует скорости звука на рассматриваемой высоте и определяется по таблице стандартной атмосферы.
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/kmax ,
где kmax – максимальное аэродинамическое качество.
Максимальному аэродинамическому качеству соответствует наивыгоднейшая скорость полёта Vнв или соответственно Мнв:
где - коэффициент аэродинамической подъёмной силы при наивыгоднейшем угле атаки.
На больших скоростях минимальные скорости определяются в левых точках пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, а наивыгоднейшие скорости определяются по кривым потребных тяг при .
Для каждой высоты результаты расчёта потребных и располагаемых тяг заносится в таблицу 1.1 - 1.5.
Таблица 1.1
|
Н=0 м a=340 м/c Δ=1 m=42250 Кг g=9,81 m/c2 q=70,94 кН/m Cуадоп=1,02 |
|||||||||
|
M |
Mmin |
Mср |
Mнв |
M1 |
M2 |
M3 |
M4 |
M5 |
M6 |
|
0,199771 |
0,254627 |
0,309483 |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
|
|
V, m/c |
67,92 |
86,57 |
105,2244 |
136 |
170 |
204 |
238 |
272 |
306 |
|
Cya |
1,2 |
0,74 |
0,5 |
0,3 |
0,19 |
0,13 |
0,098 |
0,075 |
0,059 |
|
Cxa |
0,13 |
0,053 |
0,033 |
0,023 |
0,02 |
0,02 |
0,02 |
0,023 |
0,041 |
|
K, H |
9,23 |
13,94 |
15,15 |
13,01 |
9,58 |
6,65 |
4,89 |
3,25 |
1,44 |
|
Pп, Н |
44901,19 |
29739,65 |
27355,19 |
31849,22 |
43273,4 |
62313,7 |
84815,86 |
127396,9 |
287421,9 |
|
Pр, Н |
144000 |
136800 |
129600 |
124200 |
117000 |
109800 |
108000 |
108000 |
106200 |
|
Vy, m/c |
16,24 |
22,36 |
25,96 |
30,30 |
30,24 |
23,37 |
13,31 |
-12,73 |
-133,79 |
Таблица 1.2
|
Н=2000 м a=340 м/c Δ=1 m=42250 Кг g=9,81 m/c2 q=70,94 кН/m Cуадоп=1,02 |
|||||||||
|
M |
Mmin |
Mср |
Mнв |
M1 |
M2 |
M3 |
M4 |
M5 |
M6 |
|
0,225389 |
0,28728 |
0,349171 |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
|
|
V, m/c |
74,83 |
95,37 |
115,92 |
132,8 |
166 |
199,2 |
232,4 |
265,6 |
298,8 |
|
Cya |
1,2 |
0,74 |
0,5 |
0,38 |
0,24 |
0,17 |
0,12 |
0,095 |
0,075 |
|
Cxa |
0,13 |
0,053 |
0,033 |
0,027 |
0,022 |
0,02 |
0,02 |
0,023 |
0,041 |
|
K, H |
9,23 |
13,94 |
15,15 |
14,11 |
11,08 |
8,47 |
6,22 |
4,14 |
1,83 |
|
Pп, Н |
44901,19 |
29739,65 |
27355,19 |
29371,94 |
37394,83 |
48953,23 |
66630,79 |
100082,2 |
225796,8 |
|
Pр, Н |
126000 |
124200 |
117000 |
108000 |
100800 |
99000 |
93600 |
90000 |
90000 |
|
Vy, m/c |
14,64 |
21,74 |
25,07 |
25,19 |
25,39 |
24,05 |
15,12 |
-6,46 |
-97,89 |
Таблица 1.3
|
Н=4000 м a=340 м/c Δ=1 m=42250 Кг g=9,81 m/c2 q=70,94 кН/m Cуадоп=1,02 |
|||||||||
|
M |
Mmin |
Mср |
Mнв |
M1 |
M2 |
M3 |
M4 |
M5 |
M6 |
|
0,256175 |
0,32652 |
0,396865 |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
|
|
V, m/c |
83 |
105,79 |
128,58 |
129,6 |
162 |
194,4 |
226,8 |
259,2 |
291,6 |
|
Cya |
1,2 |
0,74 |
0,5 |
0,49 |
0,31 |
0,22 |
0,16 |
0,12 |
0,097 |
|
Cxa |
0,13 |
0,053 |
0,033 |
0,033 |
0,024 |
0,021 |
0,02 |
0,023 |
0,041 |
|
K, H |
9,23 |
13,94 |
15,15 |
14,91 |
13,12516 |
10,42 |
8,03581 |
5,35 |
2,37 |
|
Pп, Н |
44901,19 |
29739,65 |
27355,19 |
27789,06 |
31578,48 |
39788,88 |
51578,18 |
77472,54 |
174786,9 |
|
Pр, Н |
108000 |
104400 |
95400 |
95400 |
90000 |
86400 |
82200 |
81000 |
81000 |
|
Vy, m/c |
12,63 |
19,06 |
21,11 |
21,14 |
22,83453 |
21,86 |
16,76 |
2,21 |
-65,9833 |
Таблица 1.4
|
Н=6000 м a=340 м/c Δ=1 m=42250 Кг g=9,81 m/c2 q=70,94 кН/m Cуадоп=1,02 |
||||||||
|
M |
Mmin |
Mср |
Mнв |
M1 |
M2 |
M3 |
M4 |
M5 |
|
0,29 |
0,37 |
0,45 |
0,5 |
0,6 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
|
|
V, m/c |
92,56 |
117,97 |
143,39 |
158 |
189,6 |
221,2 |
252,8 |
284,4 |
|
Cya |
1,2 |
0,74 |
0,5 |
0,41 |
0,29 |
0,21 |
0,16 |
0,13 |
|
Cxa |
0,13 |
0,053 |
0,033 |
0,028 |
0,023 |
0,021 |
0,023 |
0,041 |
|
K, H |
9,23 |
13,94 |
15,15 |
14,71 |
12,43 |
10 |
6,99 |
3,1 |
|
Pп, Н |
44901,19 |
29739,65 |
27355,19 |
28182 |
33335,28 |
41427,54 |
59262,72 |
133703,5 |
|
Pр, Н |
90000 |
86400 |
82800 |
81000 |
75600 |
72000 |
72000 |
70200 |
|
Vy, m/c |
10,07 |
16,13 |
19,18 |
20,13 |
19,33 |
16,32 |
7,77 |
-43,57 |
Таблица 1.5
|
Н=80000 м a=340 м/c Δ=1 m=42250 Кг g=9,81 m/c2 q=70,94 кН/m Cуадоп=1,02 |
|||||||
|
M |
Mmin |
Mср |
Mнв |
M1 |
M2 |
M3 |
M4 |
|
0,34 |
0,43 |
0,52 |
0,6 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
|
|
V, m/c |
103,83 |
132,35 |
160,86 |
184,8 |
215,6 |
246,4 |
277,2 |
|
Cya |
1,2 |
0,74 |
0,5 |
0,38 |
0,28 |
0,21 |
0,17 |
|
Cxa |
0,13 |
0,053 |
0,033 |
0,026 |
0,022 |
0,024 |
0,042 |
|
K, H |
9,23 |
13,94 |
15,15 |
14,57 |
12,65 |
8,88 |
4,01 |
|
Pп, Н |
44901,19 |
29739,65 |
27355,19 |
28445,23 |
32760,64 |
46679,35 |
103387,5 |
|
Pр, Н |
79200 |
72000 |
70200 |
66600 |
63000 |
61200 |
61200 |
|
Vy, m/c |
8,59 |
13,49 |
16,63 |
17,01 |
15,73 |
8,63 |
-28,2151 |
Таблица 1.6
|
Н=0 м a=340 м/c Δ=1 m=42250 Кг g=9,81 m/c2 q=70,94 кН/m Cуадоп=1,02 |
||||||
|
M |
Mmin |
Mср |
Mнв |
M1 |
M2 |
M3 |
|
0,422 |
0,54 |
0,65 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
|
|
V, m/c |
124,7553 |
159,01 |
193,27 |
206,5 |
236 |
265,5 |
|
Cya |
1,2 |
0,74 |
0,5 |
0,44 |
0,33 |
0,26 |
|
Cxa |
0,13 |
0,053 |
0,033 |
0,029 |
0,028 |
0,047 |
|
K, H |
9,23 |
13,94 |
15,15 |
15,10 |
11,97 |
5,64 |
|
Pп, Н |
44901,19 |
29739,65 |
27355,19 |
27443,2 |
34608,18 |
73523,07 |
|
Pр, Н |
57600 |
54000 |
54000 |
52200 |
52200 |
52200 |
|
Vy, m/c |
3,82 |
9,31 |
12,42 |
12,33 |
10,02 |
-13,66 |
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.
Далее определяются эксплуатационные ограничения скорости, обусловленные:
а) предельно допустимым значением угла атаки Суадоп (принимаем Суадоп = 0,85Суамах =0,85*1,2=1,02):
б) предельно допустимым скоростным напором qпред. Принимаем qпред=15000 Н/м2.
Все результаты занесены в таблицу 1.7.
Таблица 1.7
|
0 |
67,92 |
73,67 |
105,22 |
263 |
156,49 |
|
2000 |
74,83 |
81,16 |
115,92 |
260 |
172,61 |
|
4000 |
83 |
90,03 |
128,58 |
261,3 |
191,33 |
|
6000 |
92,56 |
100,39 |
143,39 |
259,9 |
213,35 |
|
8000 |
103,83 |
112,62 |
160,86 |
255,98 |
238,93 |
|
11000 |
124,75 |
135,32 |
193,27 |
250,6 |
287,15 |
Строится сводный график Vmin, Vminдоп, Vнв, Vmax, Vq, Vм в зависимости от высоты полёта. В итоге получается лётный эксплуатационный диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полёта (Рис.2).
Для оценки скороподъёмности самолёта в квазиустановившемся режиме набора высоты рассчитываются располагаемые вертикальные скорости для заданных высот и скоростей полёта:
Затем, строятся кривые V*y=ƒ(V) для каждой выбранной высоты полёта (Рис.3). По графикам для каждой высоты определяются наибольшие значения вертикальных скоростей V*ymax и соответствующих им скоростей набора высоты Vнаб.
По результатам расчёта строится график зависимости V*ymax=ƒ(H) (рис.4).
Из графика видно, что скорость Vнаб изменяется с увеличением высоты полёта и, следовательно, изменяется кинетическая энергия самолёта. Учёт влияния этого изменения на скороподъёмность самолёта производится введением поправочного коэффициента χ.
Vy = χV*y .
Зная закон изменения V(H), можно по приведенной формуле определить коэффициент χ.
Для дозвуковых самолётов близким к оптимальному является закон Vнаб(H). Тогда приближённо:
где Vi, Vi+1 – известные значения набора Vнаб на заданных высотах Hi, Hi+1.
Имея таблицу значений Vymax(H), можно рассчитать барограмму подъёма самолёта.
Минимальное время подъёма на конечную высоту равно:
Весь диапазон высот (от нулевой до конечной) разбивается на ряд интервалов ΔHi, и определяется время набора заданного интервала высоты.
где Vymaxсрi – среднее значение максимальной вертикальной скорости на заданном
интервале ΔHi, которое определяется следующим образом:
Время подъёма на высоту H:
Все результаты заносятся в таблицу 1.7.
Таблица 1.8
|
H,m |
Vymax |
Vнаб |
χ |
Vymaxср |
Δt,мин |
tнаб |
|
0 |
30,30287 |
136 |
0 |
|||
|
0,866966 |
24,05955 |
1,385451 |
||||
|
2000 |
25,2 |
156,58 |
1мин22 |
|||
|
0,99586 |
23,91784 |
1,39366 |
||||
|
4000 |
22,83453 |
157,1 |
2мин46с |
|||
|
0,992825 |
21,33042 |
1,562714 |
||||
|
6000 |
20,13461 |
158 |
4мин20с |
|||
|
0,810291 |
15,04978 |
2,214872 |
||||
|
8000 |
17,01199 |
184,8 |
6мин33с |
|||
|
0,948403 |
13,95886 |
3,581955 |
||||
|
11000 |
12,42457 |
193,27 |
10мин11с |
|||
По результатам расчета строится график tнаб =φ(H) (рис.4).
Взлётная дистанция самолёта состоит из двух участков: разбега до скорости отрыва Vотр и воздушного участка – разгона от скорости отрыва до безопасной скорости V2 с набором безопасной высоты H2.
Для современных самолётов с трёхопорным шасси разбег производится на трёх колёсах до скорости подъёма передней стойки шасси V=(0.9…0.95)Vотр. Затем угол атаки увеличивается до значения αотр, соответствующего Cyaотр (во взлётной конфигурации), и при достижении скорости отрыва происходит плавный отрыв самолёта от Земли.
Скорость отрыва определяется следующим выражением:
Тяга при отрыве от Земли приближенно равна для ТРДД Pотр=0.9P0взл; P0взл – статическая тяга на взлётном режиме (P0взл=1.2P0). Угол атаки при отрыве αотр (град) выбирается из условия, чтобы при поднятой передней стойке шасси между хвостовой частью самолёта и землёй оставался безопасный зазор 0,2…0,4 м. Принимаем αотр=100. Значение Cyaотр определяется по кривой Cya(α) для взлётной конфигурации самолёта. Получим:
Длина разбега:
Для приближённых расчетов Lр определяется при среднем значении тангенциальной перегрузки nxaср, соответствующей средней скорости и средней тяги
В этом случае длина разбега:
Величину средней тяги Pср нужно брать по характеристикам двигателя при Vср=0,71Vотр.
Далее вычисляется длина разбега:
После отрыва самолёт переводится в неустановившийся набор высоты H=10,7м. Безопасную скорость в конце участка набора можно принять равной
Длина воздушного участка:
Посадочная дистанция также состоит из двух участков: воздушного и наземного. Длина воздушного участка посадки:
где k*ср – условное воздушное качество самолёта в посадочной конфигурации с работающим двигателем на воздушном участке (k*ср=8). Высота начала посадочного снижения принимается H=15м.
Посадочная масса mпос=mвзл-0,9mт=53-0,9*21,5=33,65т.
Посадочный угол атаки αпос= αотр=100, тогда Сyaпос=0,85.
Можно найти Vсн и Vпос:
Тогда
При пробеге на самолёт действуют те же силы, что и при разбеге, с той разницей, что тяга двигателей соответствует режиму земного малого газа или может быть отрицательной. Длина пробега:
Если принять среднее значение тангенциальной перегрузки nxaср при средней скорости пробега Vср=0,71Vпос, то приближённо:
где fпр – приведенный коэффициент трения (с учётом торможения колёс),
Вычислим длину пробега:
Длина посадочной дистанции с учетом реверса:
Дальность и продолжительность полета определяются величиной располагаемого топлива и режимами полета самолета и работы двигателей.
Полная дальность складывается из проекций на горизонтальную плоскость траектории набора высоты, крейсерского участка и участка снижения: .
2.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках
набора высоты и снижения
Рассмотрим приближенный расчет и затрат топлива для режима максимальной скороподъемности. По заданной высоте начала крейсерского участка определяется расстояние по горизонтали, проходимое самолетом при наборе высоты
,
где - в м/с; - в мин, определяется по барограмме подъема для высоты начала крейсерского полета.
Средняя скорость самолета при наборе высоты:
,
где и - скорости набора соответственно на нулевой и крейсерской высотах.
Расход топлива при наборе высоты самолетов с ТРД
,
где - в ; Р- тяга всех двигателей в Н; в мин.
Значения удельного расхода топлива и тяги берутся для номинального режима работы двигателя при на средней высоте набора .
Величину тяги и удельного расхода для ТРД можно определить по высотно-скоростным характеристикам для и :
.
По заданной высоте конца крейсерского участка полета определятся приближенно дальность участка снижения:
Условное качество при снижении самолета с работающими двигателями принимается равным
Время снижения:
где в км; скорость в м/с и может быть приближенно принята равной скорости полета на крейсерском участке ,
Располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке равен
где полный запас топлива, затраты топлива;
на прогрев и опробование двигателей и рулежку к старту;
на взлет;
на набор крейсерской высоты полета;
на снижение;
на круг перед посадкой, посадку и заруливание;
гарантированный запас и невыработанный остаток топлива.
Согласно заданию,
Если масса топлива не превышает 35% взлетной массы самолета или необходимо приближенно оценить дальность полета, то расчет можно вести по средней массе самолета и среднему километровому расходу топлива.
Расчет дальности и продолжительности полета производится по следующей схеме.
Для заданных и определяются (из табл. 1.4):
- по семейству поляр;
Подсчитывается потребная тяга
Подсчитывается располагаемая тяга всех двигателей
Величина берется по высотно-скоростной характеристике для заданных и .
Определяется степень дросселирования двигателей
Далее определяется удельный расход топлива на крейсерском режиме по характеристикам двигателя:
Для самолетов с ТРДД
Средний километровый расход топлива
где в формуле в кг/км;в ; в Н.
Дальность и продолжительность полета определяются выражениями
Полная дальность складывается из проекций на горизонтальную плоскость траектории набора высоты, крейсерского участка и снижения:
Полная продолжительность полета:
Был проведен расчёт лётных характеристик самолёта Боинг 737-500. Были построены диаграммы потребных и располагаемых тяг, рассчитаны скороподъёмности самолёта в зависимости от высот и скоростей полёта. Определён диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полёта с учётом эксплуатационных ограничений. Время подъёма на высоту 11 км – 10,13 мин.
При расчете самолета получены следующие данные:
суммарная длина взлетной дистанции ;
суммарная длина посадочной дистанции при реверсе тяги ;
располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке ;
средний километровый расход топлива ;
продолжительность полета Т =7 ч 55 мин
полная дальность самолета .
Лётно-технические характеристики самолета-прототипа Боинг 737-500 и самолета исследуемого в курсовой работе получились схожими. Причиной некоторых различий могут являться разная масса топлива(16141 кг в официальном описании самолета, а 21500 кг в курсовой работе). Такая разница влияет на значение отрывной скорости и следовательно на значение длины разбега и пробега(они больше чем в описании) а также на продолжительность(больше чем в описании).
1. Турапин В.М., Бочкарёв А.Ф., Балакин В.Л. Расчёт лётных характеристик, продольной устойчивости и управляемости самолёта; Учебн. пособие. Самара, СГАУ, 1999.- 80 с.
2. Аэромеханика самолёта/ Под ред. Бочкарёва А.Ф. и Андреевского В.В.- М.; Машино-строение, 1985.- 359 с.
3. Головин В.М., Филиппов Г.В., Шахов В.Г. Расчет поляр и подбор винта к самолёту; Учебн. пособие. Самара, СГАУ, 1992.- 68 с.
4. Балакин В.Л., Баяндина Т.А. Расчет летных характеристик, продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолета, СГАУ, 2004.