Курсовой проект по динамике полёта самолёта ил-76. ПРОЕКТ 2 ИЛ-76. Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76
![]()
|
![]() Длину взлётной дистанции можно оценить с помощью формулы (22) ![]() Посадочная дистанция, как и взлетная, состоит из двух участков: воздушного и наземного. Длина воздушного участка посадки находиться с помощью формулы (23) ![]() где ![]() ![]() ![]() Посадочная скорость определяется по формуле (24) ![]() где ![]() ![]() Значение ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Скорость снижения в начале посадочной дистанции ![]() ![]() Посадочная скорость по формуле (24) будет равна: ![]() Длина воздушного участка посадки по формуле (23) будет равна: ![]() При пробеге на самолет действуют те же силы, что и при разбеге, с той разницей, что тяга двигателей соответствует режиму земного малого газа или (при возможности реверсирования) может быть отрицательной. Для приближенных расчетов длина пробега ![]() ![]() где ![]() ![]() Примем тягу на участке пробега ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Длина пробега по формуле (27) будет равна: ![]() Длина посадочной дистанции находится по формуле (28) ![]() 1.5 Расчёт дальности и продолжительности полёта самолёта Полная дальность складывается из проекций на горизонтальную плоскость траекторий набора высоты, крейсерского участка и снижения. Её можно найти с помощью выражения (29) ![]() Принимаем крейсерскую высоту ![]() ![]() Найдём ![]() ![]() ![]() где ![]() ![]() ![]() Средняя скорость самолёта при наборе вычисляется по формуле (31) ![]() где ![]() ![]() Тогда: ![]() ![]() Расход топлива при наборе высоты самолёта может быть определён с помощью выражения (32) ![]() где ![]() ![]() ![]() ![]() Значения удельного расхода топлива и тяги определим для номинального режима работы двигателя при ![]() ![]() Величину тяги и удельного расхода определим по высотно-скоростным характеристикам для ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() По заданной высоте крейсерского участка полёта ![]() ![]() где ![]() Принимаем ![]() ![]() Время снижения приближённо равно: ![]() Располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке находиться по формуле (34) ![]() где ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() По данным из таблицы 1.7 [2] рассчитаем затраты топлива: ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Для ![]() ![]() ![]() ![]() Потребная тяга: ![]() Располагаемая тягу всех двигателей: ![]() Определим степень дросселирования двигателей с помощью формулы (35) ![]() Определим удельный расход топлива на крейсерском режиме по характеристикам двигателя посредством соотношения (36) ![]() Средний километровый расход топлива можно найти по формуле (37) ![]() Дальность и продолжительность полета определяются выражениями 38-39: ![]() ![]() Определим полную дальность и полную продолжительность полета с помощью выражений 40-41: ![]() ![]() 2 Расчёт характеристик продольной устойчивости и управляемости самолёта 2.1 Геометрические и аэродинамические характеристики крыла и оперения К геометрическим характеристикам относятся следующие параметры: Площадь горизонтального оперения (ГО) ![]() Площадь руля высоты ![]() Сужение крыла можно найти по формуле (42) ![]() Размах крыла ![]() САХ крыла и её положение определяется по формулам 43-44: ![]() ![]() Размах ГО ![]() Сужение ГО находиться с помощью формулы (45) ![]() САХ ГО и его положение, аналогично крылу, находиться по формулам 46-47: ![]() ![]() Плечо ГО ![]() Удлинение крыла находиться при помощи стандартной формулы (48) ![]() Удлинение ГО соответственно определяется формулой (49) ![]() Стреловидность крыла ![]() Стреловидность ГО ![]() ![]() Рисунок 11 – Геометрические характеристики самолёта Ил-76 Характеристики профиля крыла берутся из атласа характеристик в [2] функции числа ![]() Значения ![]() ![]() ![]() ![]() Угол атаки при нулевой подъёмной силе ![]() Аналогичный пересчёт делается для производной ![]() Таблица 11 – Аэродинамические характеристики крыла и горизонтального оперения
|