Курсовой проект по динамике полёта самолёта ил-76. ПРОЕКТ 2 ИЛ-76. Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76

• Название: Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76
• Анкор: Курсовой проект по динамике полёта самолёта ил-76
• Дата: 22.04.2023
• Размер: 1.9 Mb.
• Имя файла: ПРОЕКТ 2 ИЛ-76.docx
• Тип: Пояснительная записка; #1081673
• страница: 2 из 7

ВВЕДЕНИЕ 1

Ил-76 — (по кодификации НАТО: Candid — англ. искренний, прямой) советский тяжёлый военно-транспортный самолёт, разработанный в ОКБ Ильюшина по проекту и под руководством академика Г. В. Новожилова. Серийно производился в Узбекистане, на Ташкентском авиационном производственном объединении имени В. П. Чкалова. Производство перенесено на ульяновский «Авиастар-СП». 1

1 Расчет лётных характеристик самолет 2

1.1 Исходные данные 2

1.2 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг 2

1.3 Расчёт скороподъёмности 11

1.4 Взлётные и посадочные характеристики самолёта 15

1.5 Расчёт дальности и продолжительности полёта самолёта 18

2 Расчёт характеристик продольной устойчивости и управляемости самолёта 22

2.1 Геометрические и аэродинамические характеристики крыла и оперения 22

2.2 Расчёт аэродинамического фокуса самолёта 25

2.3 Расчёт момента тангажа и диапазона допустимых центровок 29

2.4 Балансировка самолёта в прямолинейном установившемся горизонтальном полёте 34

ЗАКЛЮЧЕНИЕ 36

ВВЕДЕНИЕ

Ил-76 — (по кодификации НАТО: Candid — англ. искренний, прямой) советский тяжёлый военно-транспортный самолёт, разработанный в ОКБ Ильюшина по проекту и под руководством академика Г. В. Новожилова. Серийно производился в Узбекистане, на Ташкентском авиационном производственном объединении имени В. П. Чкалова. Производство перенесено на ульяновский «Авиастар-СП».

Ил-76 предназначен для транспортировки и десантирования личного состава, техники и грузов различного назначения. Является первым в истории СССР военно-транспортным самолётом с турбореактивными двигателями. Самолёт способен доставлять грузы максимальной массой 28—60 т на расстояние 3600—4200 км с крейсерской скоростью 770—800 км/ч (максимальная масса перевозимого груза и дальность полёта зависит от модификации).

Все кабины Ил-76 герметизированы, что даёт возможность перевозить 167 (в двухпалубном варианте — 245) солдат с личным оружием или обеспечить выброс 126 человек десантной группы. Самолёт может транспортировать всю номенклатуру боевой техники воздушно-десантных подразделений. Один Ил-76 может десантировать парашютным способом, на десантных платформах, три единицы техники (БМД-1, БМД-2, БТР-Д или ГАЗ-66) или четыре единицы посадочным способом. Также, может перевозить большую часть техники мотострелковых дивизий.

Грузовая кабина имеет размеры 24,5 м в длину (из которых 4,5 приходится на рампу), 3,46 м в ширину и 3,4 м в высоту. Самолёт способен брать на борт до 90 000 л топлива и преодолевать расстояние до 6700 км со средним расходом топлива 9 т/час.

Длина разбега на взлёте составляет 1500—2000 м, а пробег при посадке 930—1000 м. [1].
1 Расчет лётных характеристик самолет
1.1 Исходные данные

Исходные данные для расчёта лётных характеристик самолёта представлены в таблице 1. Аэродинамические силовые характеристики заданы в задании в виде поляр и зависимостей для полётной, взлётной и посадочной конфигураций самолета.

Таблица 1 – Исходные данные

Масса, кг			Площадь крыла,		Удельный расход топлива при , ,		Двигатели: 4 ТРДД
Взлётная,	Топлива,	S				Статическая тяга, , Н
157000	35000	300		0,0585

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

Чтобы рассчитать диапазон высот и скоростей, необходимо построить диаграммы потребных и располагаемых тяг для различных высот и скоростей при средней полетной массе самолета. Средняя масса находится по формуле (1)





Зададимся несколькими расчётными высотами: 0, 2, 4, 8, 10 и 11 км. Зададимся значениями чисел Маха от до максимальной величины M, для которой определена лётная поляра самолета. Для расчёта чисел М потребуются данные, представленные в таблице 2.


Таблица 2 – Вспомогательные данные для расчёта числа М

Высота H, км	Относительная плотность ,	Скорость звука	Скоростной напор при
0	1,000	340	70,94
2	0,822	332	55,73
4	0,669	324	43,14
8	0,429	308	24,91
10	0,337	299	18,50
11	0,297	295	15,83

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полета определяется по формуле (2)



где максимальный коэффициент аэродинамической подъёмной силы, который находится по полётной поляре. .

Для каждой высоты и различных чисел Mопределяются потребные и располагаемые тяги по формулам 3-4:



где – аэродинамическое качество, определяемое по полярам самолёта



где коэффициент падения мощности, определяемый по высотно-скоростным характеристикам двигателя для степени двухконтурности .

Разность располагаемой и потребной тяг будет находится по формуле (5)



Для большей точности построения диаграммы потребных тяг следует определить минимальную для всех высот потребную тягу в области докритических чисел M. Её можно найти с помощью соотношения (6)



где максимальное аэродинамическое качество, определяемое по докритической поляре самолёта.

Максимальному качеству соответствует наивыгоднейшая скорость полёта или, соответственно, , которое определяется формулой (7)



где коэффициент аэродинамической подъёмной силы, соответствующий .

Значения коэффициентов аэродинамической подъёмной силы и лобового сопротивления находятся как с помощью формул 8-9:





Скорость вертикального набора высоты находится по формуле (11)



Результаты расчётов потребных и располагаемых тяг для каждой из высот сведём соответственно в таблицы 3-8.

Таблица 3 – Расчёт потребных и располагаемых тяг для высоты 0

Н=0	∆	а	qа
	1,0000	340,0000	70940,0000
	Min	Н.В.
М	0,22	0,29	0,5	0,60	0,70	0,75	0,78	0,80
V	74,20	99,56	170,00	204,00	238,00	255,00	265,20	272,00
Cya	1,35	0,75	0,26	0,18	0,13	0,11	0,11	0,10
Cxa	0,150	0,055	0,030	0,029	0,031	0,033	0,037	0,040
K	9,00	13,64	8,57	6,12	4,29	3,46	2,86	2,51
Pп	152055,00	100356,30	159615,00	223639,77	319164,88	395047,13	479074,85	545023,51
Кси(Н,М)	0,94	0,92	0,89	0,90	0,91	0,92	0,92	0,92
Рр	443680,00	434240,00	420080,00	422704,32	429520,00	434240,00	434240,00	434240,00
Рр-Рп	291625,00	333883,70	260465,00	199064,55	110355,12	39192,88	-44834,85	-110783,51
Vy*, м/с	15,81	24,29	32,36	29,67	19,19	7,30	-8,69	-22,02

Таблица 4 – Расчёт потребных и располагаемых тяг для высоты 2000 м

Н=2	∆	а	qа
	0,822	332	55730
	Min		Н.В.
М	0,25	0,30	0,33	0,50	0,60	0,70	0,75	0,80	0,85
V	81,75	99,60	109,68	166,00	199,20	232,40	249,00	265,60	282,20
Cya	1,35	0,91	0,75	0,33	0,23	0,17	0,15	0,13	0,11
Cxa	0,150	0,070	0,055	0,032	0,030	0,031	0,033	0,040	0,058
K	9,00	12,99	13,64	10,23	7,58	5,45	4,41	3,22	1,97
Pп	152055,00	105329,70	100356,30	133752,00	180565,20	251192,61	310346,44	425406,26	694569,96
Кси(Н,М)	0,81	0,81	0,80	0,80	0,79	0,79	0,79	0,80	0,80
Рр	382461,60	380233,76	379063,20	375954,14	374072,27	373758,39	372880,00	377600,00	377600,00
Рр-Рп	230406,60	274904,06	278706,90	242202,14	193507,07	122565,78	62533,56	-47806,26	-316969,96
Vy*	13,76	20,01	22,34	29,38	28,17	20,81	11,38	-9,28	-65,36

Таблица 5 – Расчёт потребных и располагаемых тяг для высоты 4000 м

Н=4	∆	а	qа
	0,669	324	43140
	Min		Н.В.
М	0,28	0,30	0,38	0,50	0,60	0,70	0,80	0,85
V	90,68	97,20	121,66	162,00	194,40	226,80	259,20	275,40
Cya	1,35	1,17	0,75	0,42	0,29	0,22	0,17	0,15
Cxa	0,150	0,112	0,055	0,035	0,031	0,031	0,040	0,0475
K	9,00	10,49	13,64	12,07	9,40	6,94	4,17	3,08
Pп	152055,00	130455,36	100356,30	113423,69	145535,07	197083,62	328321,77	444153,26
Кси(Н,М)	0,69	0,69	0,68	0,68	0,69	0,69	0,69	0,72
Рр	325491,20	324706,26	322562,44	322239,59	325680,00	327755,38	325680,00	339840,00
Рр-Рп	173436,20	194250,90	222206,14	208815,90	180144,93	130671,76	-2641,77	-104313,26
Vy*	11,49	13,80	19,75	24,72	25,59	21,66	-0,50	-20,99

Таблица 6 – Расчёт потребных и располагаемых тяг для высоты 8000 м

Н=8	∆	а	qа
	0,429	308	24910
	Min	Н.В.			Крейс М
М	0,37	0,49	0,60	0,70	0,80	0,85
V	113,44	152,19	184,80	215,60	246,40	261,80
Cya	1,35	0,75	0,51	0,37	0,29	0,25
Cxa	0,150	0,055	0,039	0,036	0,042	0,063
K	9,00	13,64	13,04	10,38	6,85	4,06
Pп	152055,00	100356,30	104920,92	131823,72	199745,52	337452,66
Кси(Н,М)	0,45	0,44	0,45	0,46	0,48	0,48
Рр	213768,80	207481,29	212400,00	217002,00	225856,72	226560,00
Рр-Рп	61713,80	107124,99	107479,08	85178,28	26111,20	-110892,66
Vy*	5,12	11,91	14,51	13,42	4,70	-21,21

Таблица 7 – Расчёт потребных и располагаемых тяг для высоты 10000 м

Н=10	∆	а	qа
	0,337	299	18500
	Min		Н.В.
М	0,43	0,50	0,57	0,60	0,70	0,80	0,85
V	127,78	149,50	171,44	179,40	209,30	239,20	254,15
Cya	1,35	0,99	0,75	0,68	0,50	0,39	0,34
Cxa	0,150	0,082	0,055	0,05100	0,041	0,046	0,0625
K	9,00	12,03	13,64	13,43	12,27	8,38	5,46
Pп	152055,00	113775,00	100356,30	101898,00	111499,50	163392,00	250617,19
Кси(Н,М)	0,33	0,32	0,32	0,33	0,33	0,36	0,37
Рр	153549,62	151081,06	150649,18	153400,00	157159,95	168036,25	174640,00
Рр-Рп	1494,62	37306,06	50292,88	51502,00	45660,45	4644,25	-75977,19
Vy*	0,14	4,08	6,30	6,75	6,98	0,81	-14,11

Таблица 8 – Расчёт потребных и располагаемых тяг для высоты 11000 м

Н=11	∆	а	qа
	0,297	295	15830
	Min			Н.В.
М	0,46	0,50	0,60	0,62	0,70	0,80	0,85
V	136,29	147,50	177,00	182,86	206,50	236,00	250,75
Cya	1,35	1,15	0,80	0,75	0,59	0,45	0,40
Cxa	0,150	0,107	0,059	0,055	0,047	0,052	0,058
K	9,00	10,77	13,57	13,64	12,62	8,72	6,94
Pп	152055,00	127035,75	100868,76	100356,30	108408,41	156916,08	197291,27
Кси(Н,М)	0,22	0,22	0,22	0,22	0,23	0,25	0,26
Рр	104453,60	103014,00	103533,20	104784,00	109398,74	118000,00	122545,36
Рр-Рп	-47601,40	-24021,75	2664,44	4427,70	990,33	-38916,08	-74745,91
Vy*	-4,74	-2,59	0,34	0,59	0,15	-6,71	-13,70