Реферат характеристики дальности и продолжительности полета самолета

Обновлено: 02.07.2024

Дальность и продолжительность полета относятся к основным летно-техническим характеристикам самолета, зависят от многих факторов: скорости, высоты, сопротивления самолета, запаса топлива, удельного веса топлива, режима двигателей, температуры наружного воздуха, скорости и направления ветра и др. Большое значение для дальности и продолжительности полета имеет качество технического обслуживания самолета, в том числе регулировка командно-топливных агрегатов двигателей.

Практическая дальность – это расстояние, пролетаемое самолетом при выполнении конкретного полетного задания с заранее известным количеством топлива и остатком на посадке аэронавигационного запаса (АНЗ) топлива.

Практическая продолжительность – это время полета от момента взлета до посадки при выполнении конкретного полетного задания с заранее заданным количеством топлива и остатком на посадке АНЗ.

Основную часть топлива транспортный самолет расходует в горизонтальном полете.

Дальность полета определяется по формуле

где Gт ГП – топливо, расходуемое в горизонтальном полете, кг; Cкм – километровый расход топлива, кг/км.

Gт ГП = Gт полн = (Gт рул. взл + Gт наб + Gт сниж +…);

где Ch – часовой расход топлива, кг/ч; V – истинная скорость полета, км/ч.

Продолжительность полета определяется по формуле

где Gт – запас топлива, кг.

Рассмотрим влияние на дальность и продолжительность полета различных эксплуатационных факторов.

Масса самолета. В полете за счет выгораний топлива масса самолета может уменьшаться на 30–40 %, следовательно, уменьшается потребный режим работы двигателей для сохранения заданной скорости и часовые и километровые расходы топлива.

Тяжелый самолет летит на большем угле атаки, поэтому его сопротивление больше, чем у легкого, который летит при той же скорости на меньшем угле атаки. Таким образом, можно сделать вывод, что тяжелый самолет требует больших режимов работы двигателей, а как известно, при увеличении режима работы двигателей возрастают часовые и километровые расходы топлива. В течение полета при V = const вследствие уменьшения массы самолета километровый расход топлива непрерывно уменьшается.

Скорость полета. С увеличением скорости расход топлива увеличивается. При минимальном километровом расходе топлива дальность полета максимальная:

Скорость, соответствующая Скм min, называется крейсерской.

Ниже на номограмме (рис. 3.7) показан расход топлива в час на один двигатель.


Рис. 3.7. Расход топлива в зависимости от установки мощности в процентах

Расчетные значения количества топлива, отображаемые в поле FUEL CALC (расчетное количество топлива) на многофункциональном индикаторе (MFD) комплекса G1000, не учитывают показания топливомеров самолета.

Отображаемые значения рассчитываются по последнему текущему значению количества топлива, вводимому пилотом, и фактическим данным о расходе топлива. По этой причине данные о продолжительности и дальности полета можно использовать только в справочных целях; их использование для планирования полета запрещается.

Скорость полета, при которой часовой расход топлива минимальный, называется скоростью наибольшей продолжительности:

Скорость и направление ветра. На часовой расход топлива и продолжительность полета ветер не оказывает влияния. Часовой расход топлива определяется режимом работы двигателей, полетной массой самолета и аэродинамическим качеством самолета:

где Р – потребная тяга, Суд – удельный расход топлива, m – масса самолета, К – аэродинамическое качество самолета.

Дальность полета зависит от силы и направления ветра, так как он изменяет путевую скорость относительно земли:

При встречном ветре километровый расход топлива увеличивается, а дальность уменьшается.

Высота полета. При одинаковой полетной массе с увеличением высоты полета часовой и километровый расходы топлива уменьшаются по причине уменьшения удельного расхода топлива.

Температура наружного воздуха. С повышением температуры воздуха мощность силовых установок при постоянном режиме работы двигателей падает, а скорость полета уменьшается. Поэтому для восстановления заданной скорости на той же высоте в условиях повышенной температуры необходимо увеличивать режим работы двигателей. Это приводит к росту удельного и часового расходов топлива пропорционально температуре. В среднем при отклонении температуры от стандартной на 5° часовой расход топлива изменяется на 1 %. Километровый расход топлива от температуры практически не зависит: , то есть дальность полета при увеличении температуры наружного воздуха практически остается постоянной.

Техническое обслуживание.При грамотной технической и летной эксплуатации двигателей дальность и продолжительность полета самолета увеличиваются. Так, например, правильная регулировка двигателей, а также установка рычагов управления двигателей в соответствии с экономическим режимом полета приводит к увеличению дальности и продолжительности полета.

В первой части данной курсовой работы был произведён расчёт ЛТХ самолёта-прототипа. При этом из всех режимов полёта (при опорных движениях самолёта) был выделен один — крейсерский, для которого во второй части работы был проведён анализ продольной устойчивости и управляемости самолёта (в предположении наличия возмущений), в ходе которого определились необходимые для парирования этих возмущений… Читать ещё >

Расчёт лётных характеристик, продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта ( реферат , курсовая , диплом , контрольная )

Содержание

  • Введение
  • 1. Расчёт лётных характеристик самолёта
    • 1. 1. Исходные данные
    • 1. 2. Расчёт лётных характеристик самолёта
      • 1. 2. 1. Расчёт диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полёта упрощённым методом тяг
      • 1. 2. 2. Расчёт скороподъёмности самолёта
      • 1. 3. 1. Расчёт длины взлётной дистанции
      • 1. 3. 2. Расчёт длины посадочной дистанции
      • 1. 4. 1. Расчёт затрат топлива и дальности полёта на участках набора высоты и снижения
      • 1. 4. 2. Расчёт дальности и продолжительности полёта самолёта на крейсерском участке
        • 1. 4. 2. 1. Расчёт располагаемого запаса топлива
        • 1. 4. 2. 2. Приближенный расчёт дальности и продолжительности полёта на заданной скорости и высоте
        • 2. 1. Исходные данные, используемые для расчёта моментных характеристик
          • 2. 1. 1. Геометрические параметры
          • 2. 1. 2. Аэродинамические характеристики крыла и оперения
          • 2. 2. 1. Расчёт фокуса самолёта
          • 2. 2. 2. Расчёт производных управляющих моментов
          • 2. 2. 3. Расчёт коэффициента в полётной конфигурации самолёта
          • 2. 2. 4. Расчёт коэффициента момента тангажа от тяги силовой установки
          • 2. 3. 1. Предельная задняя центровка
          • 2. 3. 2. Предельная передняя центровка
          • 2. 4. 1. Момент тангажа самолёта в установившемся горизонтальном полёте при нейтральном положении органов управления
          • 2. 4. 2. Построение балансировочной кривой по углу отклонения руля высоты
          • 2. 4. 3. Построение балансировочной кривой по усилиям на рычагах управления

          Динамика полёта (аэромеханика) самолёта занимает ведущее место в подготовке авиационного инженера по самолётостроению. В своих исследованиях динамика полёта опирается на основные положения теоретической механики, аэродинамики, теории двигателей, теории автоматического управления и других дисциплин. Без знания методов расчёта летательного аппарата (ЛА) аэромеханики невозможно спроектировать, изготовить и грамотно эксплуатировать самолёт, отвечающий заданным техническим требованиям. Научная база аэромеханического расчёта, позволяющая проектировать надёжные ЛА, была создана трудами Н. Е. Жуковским , С. А. Чаплыгиным . Так, например, метод аэродинамического расчета, известный под названием метода тяг Н. Е. Жуковского , применяется в производстве и в настоящее время.

          Необходимость освоения новых высот и скоростей в авиации в последнее время потребовало решения большого количества задач, связанных с созданием современных самолётов, обладающих высокими лётно-техническими характеристиками и пилотажными свойствами. Динамика полёта современных самолётов — стройная, постоянно обновляющаяся научная дисциплина, позволяющая решать задачи анализа и исследования внешних характеристик самолёта на всех этапах их создания, испытаний и эксплуатации.

          При аэромеханическом расчёте самолёта, его движение разделяют на две составляющие: опорное (желаемое при отсутствии внешних возмущений) движение и приращение, связанное с наличием возмущений.

          В первой части данной курсовой работы был произведён расчёт ЛТХ самолёта-прототипа. При этом из всех режимов полёта (при опорных движениях самолёта) был выделен один — крейсерский, для которого во второй части работы был проведён анализ продольной устойчивости и управляемости самолёта (в предположении наличия возмущений), в ходе которого определились необходимые для парирования этих возмущений управляющие воздействия лётчика.

          Динамика полета - это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

          Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

          Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. Решение их позволяет определить летные характеристики самолета, характеризуемые диапазонами возможных скоростей и высот, скороподъемностью, дальностью, продолжительностью полета и т. д.

          При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при этом самолет как материальную точку переменной массы. А при расчетах устойчивости и управляемости самолета его рассматривают как твердое тело.

          Курсовая работа содержит расчеты, графики и рисунки, пояснения и обоснования расчета летно-технических характеристик, характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.

          В задачу аэродинамического расчета входит определение, в зависимости от действующих на самолет внешних сил, кинематических параметров установившегося движения центра масс самолета, т.е. его летно-технических характеристик (ЛТХ). К ЛТХ относится максимальная скорость горизонтального установившегося полета на разных высотах, предельно возможная высота горизонтального полета, время подъема самолета на различные высоты (если движение при подъеме принимать как установившееся), дальность полета самолета и т.д.

          Рассмотрим уравнения движения прямолинейного установившегося полета при наборе высоты без крена искольжения (вертикальная плоскость)

          Pcos(α + φ) = X + mgsinθ ;

          Y + Psin (α + φ) = mgsin θ, (1.1)

          где α- угол между продольной осью Ох самолета и проекцией скорости V на плоскость симметрии самолета;

          φ - угол между силой тяги двигателя Р и средней хордой крыла;

          θ - угол наклона траектории образован направлением скорости V и местной горизонтальной плоскостью.

          Так как в условиях решаемой задачи угол наклона траектории невелик (θ 2


          Число и тип двигателей

          Взлётная тяга одного двигателя

          Взлётная мощность одного двигателя

          Взлетная масса самолёта

          Масса пустого снаряженного самолёта

          Крейсерская высота полёта

          Скорость при заходе на посадку

          Длина взлётной дорожки

          Длина посадочной дорожки

          Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

          Геометрическая высота Н, м Атмосферное давление Рн , Н/м Температура Тн , К Плотность ρн , кг/м 3 Скорость звука ан , м/с
          0 103323,0 288,15 1,2492 340,28
          2000 81065,0 275,14 1,0265 332,52
          4000 62782,0 262,13 0,8356 324,56
          6000 48144,0 249,13 0,6732 316,41
          8000 36351,0 236,14 0,5363 308,05
          11000 23137,0 216,66 0,3720 295,07

          1.1 Расчет потребных тяг

          Для горизонтального установившегося полета без крена и скольжения при условий, что угол α + φ мал, имеем следующую систему уравнений

          Из первого уравнения, являющегося условием постоянства скорости, следует, что в горизонтальном установившемся полете тяга равна лобовому сопротивлению и называется потребной тягой Рn = X . Второе уравнение системы (1.5) - условие постоянства высоты полета.

          Итак, потребная тяга определяется силой лобового сопротивления для установившегося горизонтального полета на высоте Н и можетбыть вычислена по формулам


          или


          ; (1.6)


          , (1.7)

          где сх - коэффициент аэродинамического сопротивления, берется с графика крейсерских поляр, полученных в РГЗпо аэродинамике для соответствующего числа М и режима полета, определяемого значением су . Последнее определяется по формуле (1.7) и зависит от полетной массы самолета , скорости М и высоты полета Н через плотность воздуха ρН и скорость звука аН .

          Все расчеты сводим в таблицу.

          Таблица 3 – Расчет потребных тяг

          М 0,3 0,4 0,6 0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0,95
          Н = 0 су 0,97 0,546 0,24 0,17 0,15 0,14 0,12 0,1 0,097
          сх 0,036 0,012 0,017 0,019 0,023 0,04 0,063 0,09 0,139
          Рпотр (Н) 147303 87231 281138 443594 608580 1134000 2083725 3572100 5687536
          Н = 2000м су 1,237 0,696 0,31 0,23 0,2 0,17 0,15 0,14 0,12
          сх 0,07 0,02 0,019 0,021 0,025 0,042 0,066 0,095 0,144
          Рпотр (Н) 224527 114052 243261 362387 496125 980576 1746360 2693250 4762800
          Н = 4000м су 1,595 0,897 0,4 0,3 0,26 0,22 0,2 0,18 0,16
          сх 0,13 0,03 0,022 0,023 0,028 0,046 0,071 0,102 0,155
          Рпотр (Н) 323492 132595 218295 304290 427431 829882 1408995 2249100 3844969
          Н = 6000м су 2,08 1,17 0,52 0,4 0,33 0,3 0,26 0,23 0,21
          сх 0,21 0,075 0,028 0,03 0,033 0,053 0,079 0,109 0,169
          Рпотр (Н) 400716 254423 213715 297675 396900 701190 1205965 1880961 3194100
          Н = 8000м су 2,75 1,55 0,7 0,5 0,44 0,4 0,34 0,31 0,27
          сх 0,32 0,14 0,042 0,036 0,042 0,064 0,09 0,125 0,192
          Рпотр (Н) 461847 358491 238140 285768 378859 635040 1050618 1600403 2822400
          Н = 11000м су 4,34 2,43 1,08 0,8 0,7 0,61 0,54 0,48 0,43
          сх 0,691 0,35 0,11 0,053 0,076 0,098 0,128 0,174 0
          Рпотр (Н) 557854 571667 404250 262946 430920 637643 940800 1438763 0

          Графики зависимости потребных тяг от числа М приведены в приложении А.

          1.2 Расчет располагаемых тяг

          Тяга газотурбинного двигателя изменяется по высоте полета и скорости в зависимости от режима его работы и степени форсирования. Необходимо так же учесть уменьшение тяги за счет потерь скоростного напора в воздухозаборнике двигателя. Эти потери зависят от типа воздухозаборника (лобовой, боковой, длинный, короткий и др.), а на сверхзвуковых скоростях от чисел М и количества скачков уплотнения на входе. С учетом этих замечаний располагаемую тягу двигателей, установленных на самолете и работающих на расчетных высоте и скорости, можно представить так:


          (1.8)

          Исходные данные для расчета:

          · паспортная тяга всех двигателей Р0 = 93800;

          · степень двухконтурности двигателей m = 8,0;

          · температура в форсажной камере Тф = 2000 К;

          · коэффициент, учитывающий уменьшение тяги двигателей вследствие потерь скоростного напора во входных устройствах ξВ3 = 0,97;

          · коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей в зависимости от режима его работы (от степени дросселирования) ξДР = 0,72.

          Коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета М и степени двухконтурности двигателей m:


          ; (1.9)

          Коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей по высоте полета:


          ; (1.10)

          где Р0 , РН – атмосферное давление у земли и расчетной высоте;

          Т0 , ТН – температура воздуха у земли и на расчетной высоте.

          Коэффициент, учитывающий увеличение тяги двигателя вследствие его форсирования:


          ; (1.11)

          располагаема тяга двигателей:


          (1.12)

          Все расчеты сведем в таблицу.

          Таблица 4 – Расчет располагаемых тяг

          М 0,3 0,4 0,6 0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0,95
          Н,м ξН ξV 0,722 0,653 0,551 0,518 0,507 0,498 0,492 0,489 0,489
          ξФ 1,711 1,734 1,790 1,822 1,840 1,859 1,878 1,898 1,918
          0 1 Р,Н 80751 74042 64538 61810 60975 60502 60402 60686 61338
          2000м 0,927 Р,Н 74824 68608 59801 57273 56499 56061 55969 56232 56836
          4000м 0,855 Р,Н 69070 63360 55211 52878 52166 51727 51673 51914 52473
          6000м 0,787 Р,Н 63523 58272 50777 58630 47977 47601 47524 47745 48260
          8000м 0,703 Р,Н 56757 52066 45369 43451 42867 42532 42463 42660 43120
          11000м 0,625 Р,Н 50468 46297 40342 38636 38117 37817 37757 37933 38342

          Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

          1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

          Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

          1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

          , , (1.13)

          где СУ max = – коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

          Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Нi . Практически на Vmin теор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки.

          Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin , полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу.

          Таблица 5 – Минимальная скорость полета

          Н,м 0 2000 4000 6000 8000 11000
          Мmin 0,31 0,35 0,4 0,45 0,52 0,65
          Vmin 104,9 115,7 128,3 142,9 160,1 192,2

          Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax ~ Рn min = m·g/Кmax . В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

          Таблица 6 – Наивыгоднейшая скорость полета

          Н,м 0 2000 4000 6000 8000 11000
          Мнв 0,39 0,41 0,45 0,53 0,60 0,69
          Vнв 132,9 136,3 146,1 167,7 184,8 203,6

          1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр )

          Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Рn . Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр .

          Таблица 7 – Крейсерская скорость полета

          Н,м 0 2000 4000 6000 8000 11000
          Мкр 0,62 0,65 0,67 0,71 0,74 0,82

          1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax )

          Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А).

          Таблица 8 – Максимальная скорость полета

          Н,м 0 2000 4000 6000 8000 11000
          Мmax 0,71 0,75 0,76 0,76 0,76 0,75
          Vmax 252,6 249,4 246,7 240,5 234,2 221,3

          Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vу связана со скоростью по траектории V соотношением:

          Для каждой из высот полета построим графики зависимостей Vу от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

          Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

          Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 α – производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 – 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле


          (2.11)

          Здесь χη – коэффициент, учитывающий сужение крыла ηВ , определяется из выражения ; χх , χу – коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин ; по формулам

          ;

          Здесь уГО – вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; α – угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета α = αкр . = – 3,9





          Балансировочные кривые относятся к статическим характеристикам устойчивости и управляемости. Для расчета балансировочной кривой угла отклонения руля высоты в функции скорости (или числа М) используется упрощенное соотношение:


          (2.12)


          где nP – коэффициент эффективности руля высоты: ; SВ = 6 – площадь руля высоты.



          1 Мхитарян А.М. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1976. – 448 с.

          2 Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.

          Динамика полета (ДП) является одним из самостоятельных направлений авиационной науки и важным разделом механики, изучающим динамические свойства и движение летательных аппаратов (ЛА) различного назначения.

          Применительно к самолету, движение которого в значительной степени определяется аэродинамическими силами, вместо понятия динамики полета также употребляется понятие-аэромеханика самолета, которое можно считать эквивалентным.

          Конечным результатом является определение сил и моментов, действующих на ЛА в установившемся и неустановившемся полете, усилий на рычагах управления и обеспечение устойчивости и управляемости в возмущенном движении (в том числе и с помощью автоматических устройств).

          Решение возникающих в ДП задач базируется на знании и выборе аэродинамических характеристик ЛА; параметров силовой установки (СУ); взаимного расположения элементов ЛА; характеристик атмосферы; характеристик и состава бортового и наземного оборудования.

          Математической основой ДП являются теоретическая механика, теории устойчивости и систем автоматического регулирования, методы оптимизации и статистические методы анализа и синтеза динамических систем.

          Цели курсовой работы:

          • Определение параметров набора высоты и придельной высоты полета с учетом механизации крыла для самолета.
          • Определение параметров движения относительно центра масс с учетом моментов, действующих на самолет.

          Задачи курсовой работы:

          • решение системы уравнений движения ЛА как материальной точки с помощью пакета MATLAB. Построение графиков зависимости ускорения, скорости, координат, лобового сопротивления, подъемной силы, коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы, угла атаки от времени;
          • определение параметров полета методом тяг Жуковского. Построение графика зависимости тяги от скорости;
          • определение параметров движения относительно центра масс с учетом моментов, действующих на самолёт решив дифференциальное уравнение. Построение графиков зависимости φ, φ’, φ’’ от времени.

          1. Общая информация о ЛА

          Су-26 (технические характеристики см. таблица 1; 2) первый самолёт гражданского назначения ОКБ Сухого. Один из немногих спортивных самолётов, оснащённых системой катапультирования лётчика. Экипаж – 1 человек.

          Двигатель – 360 л.с., максимальная скорость – 310 км/ч, взлетный вес – 835 кг, дальность – 800 км.

          Читайте также: