Материал: Курсовой Динамика полета Ан-225 Мрия

Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение высшего

профессионального образования

«Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С. П. Королева»

Кафедра динамики полета и систем управления

Пояснительная записка к курсовой работе

по динамике полета самолета

Выполнил: студент гр. 3404

Симонов С.А.

Проверил: Давыдов И.Е.

Самара 2009

РЕФЕРАТ

Курсовая работа: страницы, приложение, 4 источника

ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ДИАПАЗОН ВЫСОТ И СКОРОСТЕЙ, ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА САМОЛЕТА, СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, ВЗЛЕТНАЯ И ПОСАДОЧНАЯ ДИСТАНЦИИ, РАСПОЛАГАЕМЫЙ ЗАПАС ТОПЛИВА САМОЛЕТА

В данной работе проведен расчет летных характеристик самолета (диапазона высот и скоростей установившегося полета, скороподъемности), взлетных и посадочных характеристик (длина взлетной и посадочной дистанции), построены графики летных характеристик, выполнен расчет дальности и продолжительности полета. Сделан вывод о характеристиках рассчитываемого самолета, а также проведено сравнение с самолетом-прототипом.

Содержание

Введение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .7

1 Расчет летных характеристик самолета с турбореактивным двигателем. . . . . . . . . . . . 8

1.1 Исходные данные для расчета летных характеристик самолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . .8

1.2 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .8

1.3 Расчет скороподъемности самолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

2 Взлетные и посадочные характеристики самолета . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

2.1 Расчет длины взлетной дистанции. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

2.2 Расчет длины посадочной дистанции. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

3 Расчет дальности и продолжительности полета самолета . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28

3.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения .28

3.2 Расчет дальности и продолжительности полета самолета на крейсерском участке. .29

3.2.1 Расчет располагаемого запаса топлива. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .29

3.2.2 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости V ^*= const и высоте H = H ^*= const . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30

Заключение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31

Список использованных источников . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32

Введение

Данная работа направлена на изучение и освоение методик расчета основных летных характеристик дозвукового самолета, таких как диапазон высот и скоростей полета, скороподъемность, длина взлетной и посадочной дистанции, дальность и продолжительность полета, затрат топлива на участках набора высоты и снижения, крейсерском участке полета. Данные характеристики рассчитываются на этапе проектирования и определяют условия эксплуатации самолета.

Летно-технические характеристики Ан-225 Мрия:

Год создания 1988

Экипаж 6 человек

Максимальная скорость 850 км/ч

Крейсерская скорость 750 км/ч

Дальность перегоночная 15400 км

Дальность действия 4500-9600 км

Максимальная взлетная масса 596000 кг.

Максимальная грузоподъемность 250000 кг.

Длина взлетно-посадочной полосы 3500 м

Площадь крыла 940 м²

Размах крыльев 88,4 м

Длина самолета 84 м

Высота самолета 18,1 м

Двигатели 6*Д18Т

Мощность 6*230 кН

1 Расчет летных характеристик самолета с турбореактивным двигателем

1.1 Исходные данные для расчета лётных характеристик самолёта

Необходимо рассчитать лётные характеристики для самолёта Ан-225 Мрия.

Заданы:

m_взл = 596 000 кг,

m_т = 240000 кг,

S = 940 м ²,

Двигатели 6*Д18Т

P_взл = 6·230 000 Н,

С_уд = 0,038 кг/Н ·час (при Н=0 и М=0)

Аэродинамические силовые характеристики задаются в виде поляр и зависимостей С_уа () для полётной, взлётной и посадочной конфигураций самолёта.

1.2 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полёта упрощённым методом тяг

Для расчета диапазона высот и скоростей необходимо построить диаграммы потребных и располагаемых тяг для различных высот и скоростей (M) и средней полетной массы самолёта

принимается средняя полетная масса - m = 476 000 кг.

Задаёмся несколькими значениями расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Зададимся значениями чисел Маха от М_min до максимальной величины М_max , для которой определена лётная поляра самолёта.

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полёта определяется по формуле:

где q_a = 0,5a ² – скоростной напор, который соответствует скорости звука «а» на рассматриваемой высоте и определяется по таблице стандартной атмосферы [1].

Для каждой высоты и различных чисел М определяются потребные P_п и располагаемые P_р тяги:

Значения (H,M) определяются по высотно-скоростным характеристикам двигателя [1].

Для большей точности построения диаграммы потребных тяг следует определить минимальную для всех высот потребную тягу в области докритических чисел М:

где k_max – максимальное аэродинамическое качество, определяемое по докритической поляре самолета

Максимальному аэродинамическому качеству соответствует наивыгоднейшая скорость полёта V_нв или соответственно М_нв:

где c_{ya НВ} = 0,53 - коэффициент аэродинамической подъёмной силы соответствующий k_max.

На больших высотах минимальные скорости V_min (M_min) определяются в левых точках пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, а наивыгоднейшие скорости V_НВ (M_НВ) определяются по кривым потребных тяг при P_{п min}.

Для каждой высоты результаты расчёта потребных и располагаемых тяг заносятся в соответствующую таблицу.

По результатам расчета строятся кривые потребных и располагаемых тяг для выбранных высот полёта в координатах (P,V). В правых точках пересечения располагаемых и потребных тяг определяются значения максимальных скоростей V_max установившегося горизонтального полёта.

Для высоты Н=0 км результаты расчёта потребных и располагаемых тяг представлены в таблице 1.

Таблица 1 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 0 км

По результатам расчета на рисунке 1 построены кривые потребных и располагаемых тяг для выбранной высоты полёта.

Рисунок 1 – Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 0 км

Для высоты Н=2 км результаты расчёта потребных и располагаемых тяг представлены в таблице 2.

Таблица 2 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 2 км

По результатам расчета на рисунке 2 построены кривые потребных и располагаемых тяг для выбранной высоты полёта.

Рисунок 2 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 2 км

Для высоты Н=4 км результаты расчёта потребных и располагаемых тяг представлены в таблице 3.

Таблица 3 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 4 км