Курсовой проект по динамике полёта самолёта ил-76. ПРОЕКТ 2 ИЛ-76. Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76
 Скачать 1.9 Mb.
|
 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  – условное среднее качество самолёта в посадочной конфигурации с работающим двигателем на воздушном участке. Принимаем для ТРДД  . Высота начала посадочного снижения  принимается равной 15 м.Посадочная скорость определяется по формуле (24)  где  – масса самолёта при посадке, которую приближённо оценить в выражении (25) Значение  определяется по зависимости  в посадочной конфигурации самолета для посадочного угла атаки  , который можно принять равным  . Тогда  .Скорость снижения в начале посадочной дистанции  (формула 26) должна быть не менее 1,3 минимальной скорости горизонтального полета самолета в посадочной конфигурации на нулевой высоте: 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  определяется выражением (27) при среднем значении тангенциальной перегрузки, соответствующей средней скорости: где  – приведённый коэффициент трения (с учётом торможения колёс),  .Примем тягу на участке пробега  , соответствующую режиму малого газа:  . Аэродинамические коэффициенты  и  соответственно равны для стояночного угла атаки  :  и  .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  , крейсерскую скорость  .Найдём  и затраты топлива для режима максимальной скороподъёмности (формула 30). По заданной высоте крейсерского участка  определим расстояние по горизонтали, проходимое самолетом при наборе высоты: где  – в м/с,  –в мин, определяется по барограмме подъёма высоты .Средняя скорость самолёта при наборе вычисляется по формуле (31)  где  и  – скорости набора соответственно на нулевой и крейсерской высотах. Тогда:   Расход топлива при наборе высоты самолёта может быть определён с помощью выражения (32)  где  – в  ; – тяга всех двигателей в Н; – в мин.Значения удельного расхода топлива и тяги определим для номинального режима работы двигателя при на средней высоте полёта  .Величину тяги и удельного расхода определим по высотно-скоростным характеристикам для и  :   По заданной высоте крейсерского участка полёта определим дальность участка снижения по формуле (33) где  – условное качество при снижении самолёта с работающими двигателями. Принимаем  , тогда по формуле (33) Время снижения приближённо равно:  Располагаемый запас топлива для полета на крейсерском участке находиться по формуле (34)  где  – полный запас топлива, затраты топлива:  – на прогрев и опробование двигателей и рулёжку к старту;  – на взлёт;  – на набор крейсерской высоты полёта;  – на снижение;  – на круг перед посадкой, посадку и заруливание;  – гарантированный запас и невыработанный остаток топлива.По данным из таблицы 1.7 [2] рассчитаем затраты топлива:        Для  и возьмём значения из таблицы 5:  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  профиля пересчитываются на конечное удлинение  и стреловидность  . Это обстоятельство учитывается в формуле (50) Угол атаки при нулевой подъёмной силе  пересчитывается в радианы.Аналогичный пересчёт делается для производной  . Результаты сведём в таблицу 11, где в качестве аргумента возьмём ряд значений М, охватывающих лётный диапазон.Таблица 11 – Аэродинамические характеристики крыла и горизонтального оперения
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
= 0,12
