Материал: Курсовой проект - Трайдент 3В

Министерство образования и науки Российской Федерации

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. 3302

Проверил: доцент Давыдов И.Е.

Самара 2009

РЕФЕРАТ

Курсовая работа: 28 страниц, 1 приложение, 4 источника

ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА САМОЛЕТА, СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, ВЗЛЕТНАЯ И ПОСАДОЧНАЯ ДИСТАНЦИЯ, РАСПОЛОГАЕМЫЙ ЗАПАС ТОПЛИВА САМОЛЕТА

В работе проведен расчет летных характеристик самолета, определены взлетные и посадочные характеристики, построены графики летных характеристик. Сделан вывод о характеристиках рассчитываемого самолета, а также проведено сравнение с самолетом-прототипом

Содержание

Введение

1 Расчет летных характеристик самолета

1.1 Исходные данные для расчета летных характеристик самолета9

1.2 Расчет летных характеристик самолета с турбореактивным двигателем9

1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг9

1.2.2 Расчет скороподъемности самолета13

1.3 Взлетные и посадочные характеристики самолета

1.3.1 Расчет взлетной дистанции самолета с разбегом15

1.3.2 Расчет длины посадочной дистанции16

2 Расчет дальности и продолжительности полета самолета18

2.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках

набора высоты и снижения18

2.2 Расчет располагаемого запаса топлива20

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

Заключение

Список использованных источников

Приложение

Введение

Наименование: Hawker Siddeley/de Havilland Trident (Хоукер Сиддли/Де Хэвилленд Трайдент)

Самолет Трайдент был создан в 1956г. сначала под обозначением Де Хэвилленд D.H.121 как предложение на техническое задание авиакомпании Бритиш Юуропиан Эйруэйз (British European Airways). Заказ на его серийное производство поступил в августе 1959г. В конце 1959г. компания Де Хэвилленд присоединилась к компании Хоукер Сиддли Груп (Hawker Siddeley Group), последняя продолжила разработку и производство самолетов Трайдент под обозначением HS.121. Cамолет D.H.121 был оснащен турбовинтовыми двигателями Роллс-Ройс RB.141 Мидуэй (Rolls-Royce RB.141 Medway) тягой 6350 кг (14000 фунтов), а вместимость возросла до 140 пассажиров. Но авиакомпания BEA потребовала уменьшения размеров самолета, и D.H.121 был уменьшен до 88-95 мест и оснащен двигателями RB.163 Спей (Spey) тягой 4468 кг (9850 фунтов). Это уничтожило надежду на большие экспортные продажи. Серийный Трайдент 1С (G-ARPA) cовершил свой первый полет 9 января 1962г. Трайдент 1Е, поднявшийся в воздух в сентябре 1965г., имел стандартную вместимость 115 пассажиров, но мог вместить до 139 человек. Ограниченные экспортные продажи имел Трайдент 2Е. Наряду с 15 образцами для авиакомпании BEA, два самолета были поставлены авиакомпании Кипрус Эйруэйз и 33 - управлению гражданской авиации Китайской Народной Республики. Предполагалось оснастить самолет навигационным оборудованием для полетов в сложных метеоусловиях. Модель Трайдент 2Е авиакомпании BEA поставлялась с системой автоматической посадки Смитc (Smiths Autoland System) для всех трех категорий погодных условий; эти авиалайнеры были первыми в мире, имевшими оборудование для полетов при любой погоде. Последней серийной моделью был Трайдент 3В. Его фюзеляж был удлинен на 5,00 м (16 футов 5 дюймов) для размещения 180 пассажиров. Мощность на взлете была увеличена за счет установки в хвостовой части самолета под рулем направления турбореактивного двигателя Роллс-Ройс RB.162-86 тягой 2381 кг (5250 фунтов); первый взлет Трайдента 3В был зарегистрирован 22 марта 1970г. Этот самолет также имел систему автоматической посадки Смитc и в декабре 1971г. был сертифицирован для полетов при погодных условиях полной категории IIa (Category IIa). В 1975г. производство закончилось, всего было построено 117 самолетов; последними двумя являлись Трайдент Супер (Trident Super) 3B для управления гражданской авиации КНР. Они отличались от стандартной модели Трайдент 3В дополнительным запасом топлива и вмещали 152 пассажира.

Характеристики.

Тип: среднемагистральный пассажирский самолет.

Экипаж: 3.

Пассажиров: 180.

Силовая установка: три турбовинтовых двигателя Роллс-Ройс Спей (Rolls-Royce Spay) RB.163-25 Mk 512-5W тягой 5425 кг.

один турбореактивный двигатель Роллс-Ройс RB. 162-86 тягой 2381 кг Летные данные:

крейсерская скорость на высоте 7620 м 974 км/час;

экономическая крейсерская скорость на высоте 9145 м 959 км/час;

дальность полета с типичной полезной нагрузкой 3965 км (2464 мили);

потолок: 9100м.

Веса:

снаряженного - 33203 кг;

максимальный взлетный 65318 кг. Размеры:

размах крыла 29,87 м;

длина 34,98 м;

высота 8,23 м;

площадь крыла 135,26 кв. м.

1 Расчет летных характеристик самолета

1.1 Исходные данные для расчета лётных характеристик самолёта

Лётные характеристики необходимо рассчитать для самолёта Трайдент 3В.

Заданы:

m_взл = 69 000 кг,

m_т = 25 500 кг,

S = 138,7 м ²,

Двигатели ТРДД Роллс-Ройс «Спей» 512-5W:

P_взл = 3 ·54400 Н,

С_уд = 0,061 кг/Н ·час,

Аэродинамические силовые характеристики задаются в виде поляр и зависимостей

С_уа () для полётной, взлётной и посадочной конфигураций самолёта.

1.2 Расчёт летных характеристик самолёта с турбореактивным двигателем

1.2.1 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 (или чисел M) и нескольких значений полётной массы самолёта. Ограничимся расчётом для средней полётной массы, которую в дальнейшем будем обозначать через m:

принимается средняя полетная масса - m = 56250 кг.

Задаёмся несколькими значениями расчетных высот от нуля до предполагаемого теоретического потолка. Задаёмся 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 на рассматриваемой высоте (САУ).

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

P_п = mg/k, P_р = 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:

P_пmin =mg/k _max ,

где k_max – максимальное аэродинамическое качество.

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

где c_{ya НВ} = 0,49 - коэффициент аэродинамической подъёмной силы при наивыгоднейшем угле атаки.

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

Для каждой высоты результаты расчёта потребных и располагаемых тяг заносятся в таблицу 1.

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 V_max установившегося горизонтального полёта.

Таблица 1.1 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 0 км

Рисунок 1.1 – Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 0 км.

Таблица 1.2 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 2 км

Рисунок 1.2 - Кривая потребных и располагаемых тяг для высоты Н = 2 км

Таблица 1.3 - Расчет потребной и располагаемой тяг для высоты Н = 4 км