Курсовая работа: Аэродинамика самолета ИЛ-62

`

Учреждение образования «Белорусская государственная академия авиации»

Факультет гражданской авиации

Кафедра организации движения и обеспечения безопасности на воздушном транспорте

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине: «Основы аэродинамики и динамики полета»

Тема:

Аэродинамика самолета ИЛ-62

Минск - 2022

• Содержание
• Введение
• 1. Общие сведения и характеристики самолёта ИЛ-62
• 2. Аэродинамика самолета ИЛ-62
• 3. Летные характеристики самолета на различных этапах полета
• 3.1 Горизонтальный полет. Анализ скоростей по кривым потребных и располагаемых тяг
• 3.2 Взлет самолета
• 3.3 Набор высоты
• 3.4 Снижение
• 3.5 Заход на посадку и посадка самолета
• 4. Центровка самолёта. Особености устойчивости и управляемости
• 4.1 Центровка
• 4.2 Продольная устойчивость и управляемость
• 4.3 Боковая устойчивость и управляемость
• Заключение
• Список используемой литературы
• Приложения

Введение

Аэродинамика -это наука об общих законах движения газа (преимущественно воздуха), а также о взаимодействии газа с движущимися в нем телами. Основная задача, решаемая аэродинамикой, состоит в определении сил и моментов, действующих на самолет и его части в тех или иных условиях полета. Для написания курсовой работы по дисциплине «Основы аэродинамики и динамика полёта» я выбрала тему «Лётно-технические характеристики ИЛ-62»

В данной курсовой работе будут определены основные аэродинамические характеристики самолета Ил-62 на основе графиков зависимостей K/б , Cy/б, Cx/б , а также характеристики самолёта при взлёте, наборе высоты, горизонтальном полёте, снижении и посадке. К тому же будет затронута тема центровки, продольной и поперечной устойчивости и управляемости воздушного судна Ил-62, а также проанализирован график кривых Жуковского по тягам.

1. Общие сведения и характеристики самолёта Ил-62

Ил-62 (по кодификации НАТО: Classic - «классический») - первый советский турбореактивный дальнемагистральный пассажирский самолёт 1-го класса межконтинентальной дальности, разработан в ОКБ имени Ильюшина в 1960 году с учётом мировых требований к воздушным суднам такого класса для замены самолётов Ту-114 и Ил-18. Единственный крупносерийный самолёт в своём классе.

Основные характеристики:

Длина воздушного судна составляет 53,12 м. Его высота - 12,35 м. При таких параметрах основной конструкции размах крыла составляет 42,5 м, а его площадь - 279,55 кв.м.

Вместимость салона - 168-186 пассажирских мест. Максимальная загрузка воздушного судна достигает 161,6 т. При этом оно может совершать полеты на высоте 8000-12000 м с крейсерской скоростью 850 км/ч.

Рисунок 1. Схема самолёта ИЛ-62

Дальность полета при следующих характеристиках:

при максимальном количестве пассажиров - 7550 км;

при максимальной нагрузке в коммерческих рейсах - 6700 км;

при полностью заправленных баках - 9200 км.

Согласно конструкторским данным, самолет рассчитан на 23 года эксплуатации. После прохождения этого временного периода его необходимо списать или провести модернизацию основного рабочего оборудования. За годы эксплуатации воздушное судно может совершить 8500 полетов. При этом количество летных часов не должно превышать 35000.

Самолёт представляет собой свободнонесущий низкоплан со стреловидным крылом и Т-образным оперением, с четырьмя двигателями в хвостовой части фюзеляжа.

Фюзеляж - типа монокок, эллиптического сечения. Всего в силовом наборе фюзеляжа 101 шпангоут и 76 стрингеров.

Крыло Ил-62 - трехлонжеронное, моноблочной конструкции, укреплено панелями из прессованных заготовок. Поперечный силовой набор - клепанные нервюры балочного типа. Крыло стреловидное (32,5° по линии четверти хорд), трёхлонжеронное, кессонной конструкции. Имеет сложный профиль с передним наплывом и отрицательную крутку, что позволяет иметь большой запас устойчивости при закритических углах атаки.

Рисунок 2. Работа стреловидного крыла

Рисунок 3. Влияние аэродинамического "зуба" на работу крыла

Достоинства и недостатки Ил-62

Главным достоинством Ил-62 является то, что данный самолёт стал первым реактивным межконтинентальным пассажирским лайнером, разработанным и серийно производившимся в СССР. При его проектировании был использован ряд конструкторских решений, которые были использованы при разработке других пассажирских самолётов.

Двигатели Ил-62 могут работать на реверсной тяге, что позволило самолёту садиться на более коротких полосах. Также усиленная конструкция фюзеляжа лайнера значительно повлияла на его надёжность.

Основным недостатком Ил-62 является его весьма специфичная центровка, благодаря которой его центр тяжести находится позади основных стоек шасси. В этой связи взлёт, а также посадка самолёта требуют от пилотов специальной подготовки, а также физических данных, ведь система управления им не имеет бустеров.

2. Аэродинамика самолета ИЛ-62

С помощью аэродинамических характеристик определяются несущие способности, сопротивления и аэродинамическое качество самолета на любой величине угла атаки и при различном положении механизации. Выражается зависимостями: и .

Рисунок 4. Аэродинамические характеристики самолёта и влияние на них положения шасси

При поляре самолета можно определить следующие углы атаки:

· угол атаки нулевой подъёмной силы =1,5°, на котором = 0, K= 0;

· угол начала срыва потока тряски = 14°;

· критический угол атаки ( =21,5°, - угол, на котором наступает сваливание самолета;

· наивыгоднейший угол атаки ( = 9°) - угол, на котором аэродинамическое качество самолета максимально =14,5.

Увеличение углов атаки и развитие зон срыва вызывает появление тряски самолета. При убранных закрылках предупредительная тряска развивается постепенно, что является хорошим предупредительным естественным признаком сваливания.

Срывная тряска с выпущенной механизацией слабее и не может служить предупреждением пилоту о приближении к сваливанию.

Предупредительные признаки (интенсивность тряски) с уменьшением высоты полета ослабевают.

Возвращение самолета в область эксплуатационных углов атаки затруднений не представляет и осуществляется своевременным отклонением штурвала на пикирование.

Угол срабатывания сигнализации АУАСП ( =13° при М 0,5) предупреждает о том, что самолет вышел на большие углы атаки. Угол сигнализации АУАСП зависит от числа М и положения закрылков.

Влияние выпуска шасси и механизации на аэродинамические характеристики самолета

При выпуске шасси сопротивление увеличивается, прирост = 0,012 (M 0,4). При экстренном же снижении прирост = 0,036 (М=0,83), то есть больший, за счет проявления сжимаемости воздуха, что увеличивает угол и вертикальную скорость снижения. Коэффициент не меняется (рис. 4). Аэродинамическое качество уменьшается до 12, = I0°. Выпуск шасси приводит к нарушению равновесия между силами и моментами, что требует вмешательства летчика в управление.

Рисунок 5. Влияние механизации на аэродинамические характеристики

Закрылки, однощелевые, предназначены для улучшения взлетно-посадочных характеристик, отклоняются на взлете и посадке на 30°.

Прирост при выпуске закрылков от 0 до 30° небольшой и составляет 0,55 (риc. 5). Время уборки и выпуска закрылков на 30° составляет 20c.

Рост подъемной силы при выпуске закрылков парируется отдачей штурвала от себя, а пикирующий момент - перестановкой стабилизатора на кабрирование.

Между внутренними и внешними секциями закрылков есть разница в углах отклонения (30 и 26°30'). Дифференциация необходима для затягивания срыва потока на концах крыла, увеличения поперечной устойчивости, уменьшения пикирующего момента и сопротивления крыла.

Спойлеры предназначены для уменьшения подъемной силы, увеличения сопротивления за счет срыва потока на крыле (см. рис. 5). Спойлеры отклоняются на углы:

· = 45°. Используется на пробеге и прерванном взлете, практически полностью ликвидирует положительное приращение подъемной силы от отклонения закрылков. Использование спойлеров на этих режимах увеличивает нагрузки на шасси и сокращает длину пробега. Время выпуска спойлеров 3,5+4,5с, уборка составляет 2+3с;

· = 30°. Максимальный угол отклонения спойлеров в тормозном режиме. Используется в тормозном режиме при нормальном и аварийном снижении для увеличения вертикальных скоростей и углов снижения, а также для создания кабрирующего момента и балансировки самолета при заходе на посадку в случае отказа механизма управления стабилизатором или заклинивания стабилизатора на углах от 0 до -3°. Разрешается в условиях обледенения отклонять спойлеры на 30° ниже высоты 3000м с последующей уборкой на высоте круга. В условиях нормальной эксплуатации при полете с выпущенными закрылками отклонять спойлеры в тормозном режиме запрещается;

· = 15°. Угол отклонения спойлеров в элеронном режиме только при отклоненных закрылках. Подключается к системе управления при выпуске закрылков на 2° и более.

3. Летные характеристики самолета на различных этапах полета

3.1 Горизонтальный полет. Анализ скоростей по кривым потребных и располагаемых тяг

Кривые потребных и располагаемых тяг используются для определения летных характеристик самолета по избытку тяги и диапазону скоростей для различных масс, высот, температуры конфигураций самолета (рис.6). Наивыгоднейшая высота полета в зависимости от массы и дальности выбирается из условия обеспечения минимальной себестоимости перевозки при сохранении безопасности.

Рисунок 6. Кривые потребных и располагаемых тяг для Ил-62

Пересечение графиков Рр и Рп соответствует максимальной скорости горизонтального полета Vmax = 925 км/ч и минимальному значению угла атаки .

Касание графика Рп и прямой, параллельной оси ординат соответствует минимальной скорости горизонтального полета Vmin = 325 км/ч на критическом угле атаки .

Касание графика Рп и прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует наивыгоднейшей скорости горизонтального полета Vнв = 505 км/ч на , при котором аэродинамическое качество максимальное. Так же при у самолета Ил-62 запас тяги будем максимальным.

3.2 Взлет самолета

Рисунок 7. Схема взлёта самолёта с тормозов

При эксплуатации самолета используются три методики взлета: с тормозов, с кратковременной остановкой на исполнительном старте и немедленный взлет. Они различаются по режимам работы двигателей в момент страгивания, длине разбега и экономичности.

Взлет можно выполнять при работе двигателей на номинальном режиме с массой не более 140т. При разбеге на самолет действуют:

· сила тяги двигателей,

· лобовое сопротивление,

· сила трения колес,

· масса самолета,

· подъемная сила.

Основными характеристиками взлета являются скорость отрыва и длина разбега:

/2

На длину разбега влияют:

· скорость отрыва,

· взлетная масса,

· положение закрылков,

· температура и давление воздуха,

· уклон ВПП,

· сила и направление ветра,

· состояние ВПП и самолета,

· режим работы двигателей.

При взлете с боковым ветром необходимо выдерживать следующие

ограничения:

м/с - ВПП сухая, влажная

м/с - ВПП мокрая

м/с - на ВПП слой воды

м/с - на ВПП слой сухого снега 50 мм