Расчет летных характеристик самолета

Автор: Пользователь скрыл имя, 16 Декабря 2010 в 21:45, лабораторная работа

Описание работы

Расчет длины пробега при посадке. Расчет посадочной дистанции. РАСЧЕТ ДИАПАЗОНА ВЫСОТ И СКОРОСТЕЙ УСТАНОВИВШЕГОСЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА И СКОРОПОДЪЕМНОСТИ САМОЛЕТА С ТРД УПРОЩЕННЫМ МЕТОДОМ ТЯГ.

Скачать полностью (77.09 Кб) Сколько стоит заказать работу?
Работа содержит 1 файл

Динамика полета 3.docx

— 90.07 Кб (Скачать)

Министерство  науки и образования Российской Федерации

Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение высшего  профессионального образования

Самарский государственный аэрокосмический  университет

имени академика  С. П. Королева 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Лабораторная  работа

Расчет  летных характеристик самолета 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

                    Выполнил  студент

                    группы 1301 
                    Артеев А.П. 
                    Руководитель 
                    Баяндина Т.А.. 
                     
                     
                     
                     
                     
                     
                     
                     
                     
                     
                     
                     
                     
                     

    Самара 2008

 

    

Самолет Ту 154 (СССР) – пассажирский, реактивный

Таблица 1

Масса взлетная 94000кг
Масса топлива 33000кг
Масса коммерческой нагрузки 18000кг
Длина самолета 47,9м
Размах  крыла 37,55м
Площадь крыла 180м2
Угол  стреловидности 35
Средняя относительная толщина профиля  крыла 0,12
 

р=1,225кг/м3         Удельный расход топлива Судо=0,058кг/Нч

Таблица 2

Высота  Н, км Относительная плотность, Скорость звука  а, м/с Скоростной  напор при V=а; qa кН/м2
0 1,000 340 70,94
4 0,669 324 43,14
8 0,429 308 24,91
11 0,297 295 15,83
 

Коэффициенты:  К1=0,9

        К2=0,9

        К3=1,05 

ВАРЬИРУЕМЫЕ ПАРАМЕТРЫ

Средняя полетная масса самолета

mср = m = K1mвзл

Масса топлива, расходуемая на крейсерском участке

mт крейс = К2mт

Статическая тяга 

Ро = К3Ро ном

 Номинальные  значения параметров входят в  состав исходных данных самолета:

mвзл =94000кг,     mт = 33000кг,     Ро ном = 3*95кН = 285000Н

Посадочная масса  рассчитывается по формуле

mпос = mвзл – mт (К2 + 0,10). 
 

 

Лабораторная  работа № 3

РАСЧЕТ  ДИАПАЗОНА ВЫСОТ И СКОРОСТЕЙ  УСТАНОВИВШЕГОСЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО  ПОЛЕТА И СКОРОПОДЪЕМНОСТИ САМОЛЕТА С ТРД УПРОЩЕННЫМ МЕТОДОМ ТЯГ 

Таблица 3

Н=0км

M Mmin г.п. (0,22) Mmin н.в. (0,35) 0,5 0,7 0,8 0,9 0,95
V 76,06 120,26 170,00 238,00 272,00 306,00 323,00
Cya 1,300 0,520 0,260 0,133 0,101 0,080 0,072
Cxa 0,150 0,036 0,024 0,023 0,024 0,030 0,039
K 8,670 14,600 10,821 5,889 4,227 2,690 1,854
Pп 95 626,30 56 786,30 76 615,20 140 780,43 196 134,91 308 222,95 447 139,08
Pр 272 317,50 272 317,50 269 325,00 278 302,50 287 280,00 299 250,00 329 175,00
∆P 176 691,20 215 531,20 192 709,80 137 522,07 91 145,09 -8 972,95 -117 964,08
Vy* 16,21 31,26 39,51 39,48 29,90 -3,31 -45,96
 

Таблица 4

Н=4км

M Mmin г.п.(0,29) Mmin н.в.(0,45) 0,5 0,7 0,8 0,9 0,95
V 92,99 147,03 162,00 226,80 259,20 291,60 307,80
Cya 1,300 0,520 0,427 0,218 0,167 0,132 0,118
Cxa 0,150 0,036 0,031 0,024 0,025 0,031 0,040
K 8,670 14,600 13,777 9,079 6,673 4,252 2,958
Pп 95 626,30 56 786,30 60 180,30 91 318,75 124 243,20 194 984,17 280 323,72
Pр 203 490,00 197 505,00 194 512,50 203 490,00 209 475,00 218 452,50 233 415,00
∆P 107 863,70 140 718,70 134 332,20 112 171,25 85 231,80 23 468,33 -46 908,72
Vy* 12,10 24,95 26,25 30,69 26,65 8,25 -17,42
 

Таблица 5

Н=8км

M Mmin г.п.(0,38) Mmin н.в.(0,6) 0,5 0,7 0,8 0,9 0,95
V 116,12 183,60 154,00 215,60 246,40 277,20 292,60
Cya 1,300 0,520 0,740 0,377 0,289 0,228 0,205
Cxa 0,150 0,036 0,054 0,029 0,028 0,035 0,043
K 8,670 14,600 13,697 13,241 10,318 6,617 4,821
Pп 95 626,30 56 786,30 60 531,30 62 616,27 80 349,70 125 299,79 171 981,75
Pр 134 662,50 128 677,50 125 685,00 134 662,50 140 647,50 149 625,00 158 602,50
∆P 39 036,20 71 891,20 65 153,70 72 046,23 60 297,80 24 325,21 -13 379,25
Vy* 5,47 15,92 12,10 18,74 17,92 8,13 -4,72
 

Таблица 6

Н=11км

M Mmin г.п.(0,47) Mmin н.в.(0,75) 0,5 0,7 0,8 0,9 0,95
V 139,56 220,66 147,50 206,50 236,00 265,50 280,25
Cya 1,300 0,520 1,164 0,594 0,455 0,359 0,322
Cxa 0,150 0,036 0,250 0,043 0,038 0,042 0,048
K 8,670 14,600 4,655 13,972 11,964 8,553 6,787
Pп 95 626,30 56 786,30 178 087,50 59 338,76 69 297,41 96 936,59 122 150,22
Pр 65 835,00 65 835,00 62 842,50 64 338,75 71 820,00 77 805,00 86 782,50
∆P -29 791,30 9 048,70 -115 245,00 5 000,00 2 522,59 -19 131,59 -35 367,72
Vy* -5,01 2,41 -20,50 1,25 0,72 -6,13 -11,96
 
 

 

Диаграмма потребных и располагаемых тяг 

Рис 1

Построение  диапазона высот  и скоростей  
установившегося горизонтального полета самолета

Таблица 7

  Н, км.
0 4 8 11
Vmin 76,05665904 92,98741725 116,12042 203
Vнв 120,2561369 147,0260161 183,6025051 220,6627488
Vmax 304 298 288 240
 
 
 
 

Рис 2

Из графика  находим Нт = 11,5км. 

Расчет  скороподъемности самолета

Расчет  избытков тяги и вертикальных скоростей для  установившегося  режима набора высоты

Рис 3

Таблица 8

  0 4 8 11
Vy*max 45 35 20 5
Vнаб 205 210 220 225
 
 

Расчет  времени подъема  и построение барограммы набора высоты

     Время,  за которое высота изменяется  на величину   Нi, определится приблизительно как 
 

    В  нашем случае   Нi = const = 2км

Таблица 9

  Нi,…Hi+1
  0…2 2…4 4…6 6…8 8…10 10…12
Vy* мах  ср, м/с 42,5 37,5 32 24 15 5
∆tнаб i, с 47,05882353 53,33333333 62,5 83,33333333 133,3333333 400
t наб(Нi+1), мин 0,784313725 1,673202614 2,714869281 4,10375817 6,325980392 12,99264706

Информация о работе Расчет летных характеристик самолета