ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «УЛЬЯНОВСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ИМЕНИ ГЛАВНОГО МАРШАЛА АВИАЦИИ Б. П. БУГАЕВА» АЭРОДИНАМИКА И ДИНАМИКА ПОЛЕТА Методические указания по выполнению курсовой работы «Расчет летно-технических характеристик воздушного судна транспортной категории» Рекомендовано редакционно-издательским советом института Ульяновск 2021 УДК 533.6 (075.8) ББК О 53-011 я7 + О53-015я7 А99 Аэродинамика и динамика полета : методические указания по выполнению курсовой работы «Расчет летно-технических характеристик воздушного судна транспортной категории» / составители: Е. Н. Коврижных, А. Н. Мирошин, А. В. Сучков. – Ульяновск : УИ ГА, 2021. – 51 с. Содержат необходимый материал для выполнения курсовой работы: указания по выполнению и оформлению, порядок расчета летно-технических характеристик для соответствующего типа ВС, исходные данные для расчета характеристик различных типов ВС. Разработаны в соответствии с основной образовательной программой по направлению подготовки 25.05.05 Эксплуатация воздушных судов и организация воздушного движения. Рекомендовано для обучающихся по специализации 25.05.05 _01 – Организация летной работы. УДК 533.6 (075.8) ББК О 53-011 я7 + О53-015я7 ОГЛАВЛЕНИЕ Условные обозначения ......................................................................................... 3 Общие сведения ..................................................................................................... 3 1. Порядок выполнения и оформления курсовой работы ................................. 4 2. Расчет летно-технических характеристик7 воздушных судов при всех работающих двигателях .................................... 7 3. Расчет характеристик воздушного судна при выполнении установившегося виража .................................................. 19 4. Результаты расчетов. Выводы ....................................................................... 22 Рекомендуемая литература................................................................................. 23 Библиографический список ............................................................................... 24 Приложения ......................................................................................................... 26 ФГБОУ ВО «Ульяновский институт гражданской авиации имени Главного маршала авиации Б. П. Бугаева», 2021 2 УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ g L S Дв mвзл Gтопл P0ном P0взл N э ном N э взл qпред Мmax доп ускорение свободного падения размах крыла самолета площадь крыла самолета диаметр винта взлетная масса самолета относительный вес топлива тяга одного двигателя при работе на номинальном режиме при V = 0 иН=0 тяга одного двигателя при работе на взлетном режиме при V = 0 и Н=0 эквивалентная мощность одного двигателя при работе на номинальном режиме при V = 0 и Н = 0 эквивалентная мощность одного двигателя при работе на взлетном режиме при V = 0 и Н = 0 предельный скоростной напор в горизонтальном полете максимально допустимое число М полета при установившемся горизонтальном полете Э nmax доп максимально допустимая эксплуатационная перегрузка Нрасч расчетная высота для определения характеристик горизонтального полета расчетная высота для определения характеристик виража Нрасч. крен ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Цель курсовой работы – развитие навыков расчетов аэродинамических (АД) и летно-технических характеристик (ЛТХ) ВС на различных этапах полета, построения таблиц и графиков зависимостей по итогам расчета; формирование умения оценивать летно-технические характеристики ВС. В процессе выполнения курсовой работы у обучающихся формируется представление об основных аэродинамических и летных характеристиках магистральных ВС на различных этапах полета, об эксплуатационных ограничениях режимов полета ВС, а также умение анализировать материалы авиационных происшествий и инцидентов. 3 Перед началом выполнения курсовой работы обучающемуся необходимо: – ознакомиться с данными методическими указаниями; – подобрать необходимую литературу (например, учебник или учебное пособие по практической аэродинамике для конкретного типа ВС); – при изучении учебных пособий по конкретному типу ВС выделить те особенности, которые могут помочь при выполнении курсовой работы. 1. ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ И ОФОРМЛЕНИЯ КУРСОВОЙ РАБОТЫ 1.1. Выбор исходных данных Для курсовой работы предусмотрено 11 вариантов заданий (11 типов ВС ГА РФ различных конструкторских бюро). Вариант задания (тип ВС) определяется преподавателем или самостоятельно по последней цифре шифра зачетной книжки курсанта (студента). Например, шифр по зачетной книжке П – 07/08, где 07 – год набора; 08 – порядковый номер обучающегося. Значит, выбирается восьмой вариант – самолет Ил-86. Если шифр П – 07/11, то выбирается 11-й вариант – самолет Ту-204. При выдаче задания на курсовую работу преподаватель определяет код задания (например, 2/5). В прил. 1 приведены таблицы, содержащие данные для расчета ЛТХ различных типов ВС: – табл. 1 содержит значения cyа на различных углах атаки при малых числах М; – табл. 2 включает в себя данные для построения поляр самолета при разных числах М (значком «*» обозначены αкр, cyа max); – табл. 3 содержит основные геометрические данные самолета, характеристики его силовой установки и основные летные ограничения; – табл. 4 включает в себя варианты расчетной массы самолета и максимально допустимой эксплуатационной перегрузки (выбираются по первой цифре кода задания: например, 2 – третий столбец таблицы); – табл. 5 содержит варианты расчетных высот и расчетной высоты виража (выбираются по второй цифре кода задания: например, 5 – шестой столбец таблицы). 4 Кроме того, для каждого варианта дан рисунок, на котором приведены кривые располагаемых тяг (мощностей) двигателя и основные аэродинамические характеристики самолета во взлетной и посадочной конфигурации. 1.2. Требования к оформлению курсовой работы К выполнению курсовой работы следует приступать после изучения соответствующего теоретического материала по указанной литературе. 1. Курсовая работа выполняется на листах бумаги формата А4 (297 210 мм) на одной стороне листа. Поля страницы: слева – 25 мм, снизу и сверху – 20 мм, справа – 10 мм. Межстрочный интервал – полуторный, шрифт – Times New Roman, размер основного текста – 14 пт (обычное начертание), размер заголовков – 16 пт (полужирное начертание). 2. Титульный лист оформляется в соответствии с образцом, приведенным в прил. 2. 3. Каждый раздел курсовой работы необходимо начинать с нового листа (страницы). Каждый пункт текста начинается с абзаца. Абзацы в тексте выделяются отступом, равным 1,25 см. Наименования разделов и подразделов должны быть краткими. Переносы слов в заголовках не допускаются. Точку в конце заголовка не ставят. Если заголовок состоит из двух предложений, их разделяют точкой. Каждый новый раздел нумеруется арабскими цифрами в пределах всего документа. 4. Теоретические выкладки, необходимые для расчетов, должны быть изложены в полном объеме с соответствующими рисунками, графиками и поясняющими формулами. 5. Расчетные данные должны быть записаны строго в соответствии с заданием. 6. Графики и схемы необходимо выполнять на миллиметровой бумаге, надписи на графиках производятся чертежным шрифтом с соблюдением ГОСТ. При необходимости отдельные графики могут быть выполнены на листах большего формата. Обозначение скорости на всех графиках – км/ч или м/с. Расчетные точки, по которым строятся графики, требуется четко обозначить. Для качественного построения графиков расчетные точки необходимо соединять плавными кривыми. 7. На последнем листе курсовой работы приводится список источников, которые использовались при выполнении данной работы (не менее 5–7 наименований). 5 1.3. Требования, предъявляемые к защите курсовой работы На защите курсовой работы нужно знать особенности ВС транспортной категории, соответствующего заданию. Для этого необходимо изучить литературу по практической аэродинамике данного типа ВС. Курсовая работа, предъявляемая к защите, должна содержать: 1. Схему общего вида самолета в трех проекциях на листе формата А4, выполненную в масштабе, с указанием основных аэродинамических поверхностей (рулей, закрылков) и колес шасси без стоек шасси (рис. 1). Рис. 1. Общий вид самолета Як-40 6 Для подготовки схемы общего вида самолета можно воспользоваться Руководством по летной эксплуатации или техническим описанием конкретного типа ВС. Значения геометрических характеристик самолета для расчета необходимо выбрать из технического описания самолета или Руководства по летной эксплуатации. 2. Перечень исходных данных в соответствии с выданным заданием. 3. Пояснительную записку с расчетными формулами, графиками и пояснительным текстом объемом не менее 20–25 страниц. Если необходимо, к пояснительной записке можно приложить дополнительные графики. Пояснительная записка, включая графический материал, брошюруется. 4. Расчетные графики основных аэродинамических и летно-технических характеристик самолета. Данные заносятся в соответствующие таблицы. Расчеты производятся в системе СИ. Графики выполняются только простым карандашом тонкими четкими линиями с использованием линейки и лекал. 5. Многократно повторяющиеся расчеты приводятся в виде таблиц (числовые выкладки не допускаются). Все страницы пояснительной записки (включая листы графической части) должны быть пронумерованы арабскими цифрами. Нумерация страниц должна быть сквозной, включая титульный лист, который является первой страницей текста, но не нумеруется. ВНИМАНИЕ! Работы, оформленные небрежно, с нарушением указанных требований, приниматься не будут. По результатам защиты курсовой работы в зачетную книжку обучающегося выставляется оценка. 2. РАСЧЕТ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ПРИ ВСЕХ РАБОТАЮЩИХ ДВИГАТЕЛЯХ 2.1. Построение полетных поляр воздушных судов транспортной категории Когда ВС совершает горизонтальный полет, например с увеличением скорости и с уменьшением угла атаки на одной и той же высоте, оно как бы переходит с одной поляры на другую. Такие поляры называются полетными полярами ВС. Для расчета аэродинамических и летно-технических характеристик транспортного самолета строятся полетные поляры по данным табл. 1–5 прил. 1 для 7 заданного варианта (типа ВС). На рис. 2 представлен пример построенных полетных поляр (они показаны пунктирными линиями). Рис. 2. Зависимость суа от угла атаки и полетные поляры В левой части рисунка рекомендуется построить один график зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α), используя данные табл. 1 прил. 1. Далее в правой части рисунка по данным табл. 2 прил. 1 строятся поляры (зависимости коэффициента подъемной силы от коэффициента силы лобового сопротивления суа = f(сха)) на определенных постоянных скоростях (М = const). Из условия равновесия подъемной силы Yа и силы тяжести (веса) G (G = mg) в горизонтальном полете следует, что с уа где A = 2G 2mg A 2, 2 2 2 ρSV ρSa M M 2G – постоянная величина на данной расчетной высоте и при неизρSV 2 менном весе самолета. Все расчеты производятся в системе СИ. Из приведенной формулы следует, что в установившемся горизонтальном полете каждому числу М соответствует определенный коэффициент подъемной силы суа. Зная высоту полета Н для числа М каждой из имеющихся поляр, рассчитаем соответствующее значение коэффициента суа. Соединяя точки на всех полярах, 8 соответствующих М и суа, плавной кривой, получим полетную поляру для заданной расчетной высоты (Н = 0). Таким же образом строятся полетные поляры для трех других высот. Для построения полетных поляр рекомендуется заполнить табл. 1. Таблица 1 Значения суа для различных высот и чисел М полета при расчете и построении полетных поляр самолета Н, км Н1 = 0 3 , кг/м 1,225 а, м/с 340,2 A = 2G / ρSa Значения суа 2 Н2 Н3 Н4 0,0671 М = 0,5 0,2684 М = 0,6 0,1864 М = 0,7 0,1369 М = 0,75 0,1193 М = 0,85 0,0929 2.2. Построение кривых потребных и располагаемых тяг (мощностей) Построение данных кривых является основой аэродинамического расчета, определяющего летные характеристики самолета. Пример изображения кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей для различных высот показан на рис. 3 и 4. Рис. 3. Потребные и располагаемые тяги горизонтального полета 9 Рис. 4. Потребные и располагаемые мощности горизонтального полета Для самолета с турбореактивными двигателями (ТРД) необходимо использовать кривые тяг, для самолетов с винтомоторной установкой (ТВД) – кривые мощностей. Расчет и построение потребных тяг Рп и мощностей Nп производится по формулам Pп где К с уа сха G mg ; Nп Pп V , K K – аэродинамическое качество самолета. Сначала строятся кривые потребных и располагаемых тяг (мощностей) для высоты Н = 0. При выполнении расчета используются наиболее характерные скорости полета самолета. При этом величина суа изменяется от сya max до суа, соответствующей максимальной скорости Vmах, за которую принимаем 900 км/ч (250 м/с) для большинства ВС или 800 км/ч для Ан-24, Ан-12 и Як-40. Каждому значению суа на расчетной высоте соответствует определенная скорость горизонтального полета V = 2G и определенное значение сха, с уаS снимаемое с полетной поляры. В качестве одного из расчетных значений суа следует взять наивыгоднейший угол атаки cya нв, определив его по поляре и зависимости суа = f(α) (см. рис. 2). Между сya max и cya нв нужно взять 2–3 промежуточных значения суа. 10 Располагаемые тяги для самолетов с ТРД или располагаемые мощности для самолетов с ТВД определяются с помощью типовых характеристик для заданного типа самолета (прил. 1, рис. 1, а). При отсутствии их конкретных значений для данной высоты необходимо воспользоваться интерполяцией. Следует помнить, что данные представлены только для одного двигателя силовой установки типа ВС, поэтому для расчета числовые значения тяги (мощности) нужно умножить на количество двигателей силовой установки. Порядок расчета потребных тяг (мощностей) (Н = 0) следующий: 1. Задается ряд скоростей от Vсв при сya max до 900 км/ч (800 км/ч). 2. По формуле с уа 2G вычисляются значения суа, потребные для гориS V 2 зонтального полета на заданной скорости. 3. На полетной поляре горизонтального полета (Н = 0) находятся значения коэффициента сха для каждого потребного суа. 4. По значениям суа и сха вычисляется K с уа сха . 5. По приведенным выше формулам вычисляется тяга (мощность), потребная для горизонтального полета на заданной скорости. Результаты расчетов заносятся в табл. 2. Таблица 2 Данные расчета потребной тяги и мощности на Н1 = 0 сya1= cya max сya2 V, м/с 72 83 сya3 97 сya1= cya нв Параметры (a = 340 м/с, ρ = 1,225 кг/м3) сya5 сya6 сya7 сya8 сya9 сya10 сya11 сya12 сya13 сya14 111 125 139 153 167 180 194 208 222 236 250 V, км/ч 260 300 350 400 450 500 550 600 650 700 750 800 850 900 М 0,21 0,25 0,29 0,33 0,37 0,41 0,45 0,49 0,53 0,57 0,61 0,65 0,69 0,73 сyа сxа K= с уа с ха Рп, кг Nп, кВт 11 Аналогичные таблицы заполняются для расчетных высот Н2, Н3, Н4. По полученным данным строятся потребные тяги (мощности) (см. рис. 3, 4). На этот же график наносятся располагаемые тяги (мощности) для заданных расчетных высот (прил. 1). При выполнении горизонтального полета на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъемной силы и силы тяжести (веса) самолета, т. е. Yа = G. Для выполнения этого условия при постоянном весе и угле атаки на большей высоте, где плотность воздуха меньше, истинная скорость горизонтального полета должна быть больше (хотя приборная скорость, определенная по фиксированной плотности H=0 = 1,225 кг/м3, не меняется): VH VH 0 ρ0 . ρH Поэтому график потребной тяги (мощности) в системе координат Р – V с увеличением высоты смещается вправо. При этом с увеличением высоты полета величина избытка тяги уменьшается в основном за счет падения располагаемой тяги (мощности). На основании анализа графиков потребных и располагаемых тяг (мощностей) данные по характерным скоростям и избытку тяги (мощности) вносятся в табл. 3. Таблица 3 Изменение характерных скоростей и избытка тяги с увеличением высоты Параметры Vмин т (Vсв) Vнв Vmax P Н1 = Н2 = Н3 = Н4 = 2.3. Влияние изменения массы на летные характеристики При выполнении полета на современном магистральном ВС полетная масса значительно уменьшается из-за выработки топлива. Уменьшение полетной массы вызывает значительные изменения летных характеристик самолета. Для выполнения горизонтального полета с тем же углом атаки, но с меньшей массой 12 необходима меньшая скорость ( V 2G ), для получения меньшей скорос yа Sρ сти нужна меньшая тяга (мощность). Поэтому кривая потребной тяги (мощности) на графике при меньшей массе смещается вниз и влево (рис. 5). Рис. 5. Влияние уменьшения массы на летные характеристики (m1 > m2) Для оценки влияния массы на характеристики ВС рекомендуется заполнить табл. 4 для разных полетных масс (самолет Ту-204). Три значения расчетной массы необходимо выбрать с учетом предполагаемого изменения взлетной массы заданного типа ВС (табл. 4 прил. 1). Таблица 4 Влияние изменения массы на характерные скорости и избыток тяги при Н = 0 Параметры Vmin т (Vсв) Vнв Vmax P mт = 90 т mт = 80 т mт = 70 т 2.4. Определение диапазона горизонтальных скоростей полета Используя данные табл. 3, графически необходимо показать изменение скоростей в зависимости от высоты полета вплоть до теоретического потолка (рис. 6). 13 Рис. 6. Изменение скоростей с увеличением высоты полета (самолет Ту-214) На графике штрихпунктирными линиями следует показать влияние изменения массы на характерные скорости. Также необходимо показать ограничения скорости полета по максимальному скоростному напору qmax и предельному числу М полета (табл. 3 прил. 1): Vqmax 2qmax ; ρ Vmax а Mmaxдоп . На этом же графике нужно показать минимальную теоретическую, наивыгоднейшую, максимально допустимую приборные скорости. 2.5. Определение вертикальной скорости набора высоты Вертикальная скорость самолета определяется по формуле Vy N P V , или Vy , G G где P = Pр – Pгп – избыток тяги при данной скорости полета самолета V. 14 Для нахождения наибольшей на данной высоте вертикальной скорости Vy max необходимо определить наибольший запас мощности Nmax или (PV)max. При использовании кривых мощностей наибольший запас мощности Nmax находится по графику (см. рис. 4). При использовании кривых тяг следует для каждой высоты найти ΔР для нескольких скоростей V (не менее 4) и подсчитать PV. Затем, построив вспомогательную кривую PV = f(V), определить по ней (PV)max и соответствующую скорость Vнв набора – наивыгоднейшую скорость набора высоты (табл. 5, рис. 7). Таблица 5 Изменение ΔN, Vy max, Vнв набора с высотой Параметры ΔNmax, кВт Vy max, м/с Vнв набора, км/ч Н1 = Н2 = Н3 = Н4 = Рис. 7. График для определения скороподъемности самолета и определения наивыгоднейшей скорости набора высоты Определив Vy max для заданных высот полета, необходимо построить кривую скороподъемности Vy max = f(Н) (рис. 8) и показать на графике теоретический и практический потолки. 15 Рис. 8. Изменение вертикальной скорости по высоте полета самолета 2.6. Расчет характеристик взлета в стандартных условиях Расчет проводится для заданной взлетной массы ВС. Цель расчета – определение скорости отрыва (Vотр), длины разбега (Lр), длины воздушного участка (Lвy) и длины взлетной дистанции (Lвзл), которая складывается из длины разбега и длины воздушного участка до набора высоты 10,7 м над уровнем ВПП (рис. 9). Рис. 9. Схема взлета ВС транспортной категории Для расчетов необходимо использовать аэродинамические характеристики суа и суа = f(схa) для взлетной и посадочной конфигурации ВС (прил. 1, рис. 1, б). Скорость отрыва определяется: – для ВС с тремя и более двигателями – по формуле: Vотр = 1,15 Vmin т; – для ВС с двумя ТРД или турбовинтовыми двигателями – по формуле Vотр = 1,2 Vmin т, 16 где Vmin т = 2G C yа max S – минимальная теоретическая скорость при механиза- ции, установленной во взлетное положение. Длина разбега вычисляется по формуле 2 Vотр Lразб , Pср 2g f пр G где Pср P0взл Pотр – среднее значение тяги двигателей при работе на взлетном 2 режиме; P0взл – суммарная тяга двигателей на исполнительном старте, кН; Pотр – суммарная тяга двигателей при скорости отрыва, кН; fпр – приведенный коэффициент трения на разбеге, который при разбеге по бетонной ВПП равен 0,03. Длина воздушного участка с набором высоты 10,7 м вычисляется по формуле 2 2 G V2 Vотр Lву 10,7 , Pcp 2 g где скорость ВС в конце взлетной дистанции (на высоте 10,7 м) V2 = 1,2 Vmin.т. Средний избыток тяги в конце взлетной дистанции определяется по формуле Pср P1 P2 , 2 где P1 = (P – Xa)отр – избыток тяги в момент отрыва; P2 = (P – Xa)2 – избыток тяги в конце взлетной дистанции. Величина лобового сопротивления Xа на указанных скоростях вычисляется по полярам, построенным для взлетной конфигурации типа ВС (см. прил. 1). При этом для заданной скорости (Vотр и V2) определяется значение суа и сха, а затем сила лобового сопротивления рассчитывается по формуле V 2 X сxа S. 2 Длина взлетной дистанции определяется по формуле Lвзл = Lp + Lву. В общем виде схема взлета показана на рис. 9. 17 2.7. Расчет посадочных характеристик в стандартных условиях Данный расчет необходимо провести для определения посадочной скорости, длины пробега, длины воздушного участка, которая складывается из длины снижения, длины выравнивания и выдерживания и посадочной дистанции. Расчет проводится для посадочной массы самолета mпос = mвзл – 0,8mт, где масса топлива mт составляет примерно 30–40 % от взлетной массы mвзл воздушного судна. Величина посадочной скорости для всех типов ВС принимается равной Vпос = 1,2 2G , с уа maxS где сy max – максимальное значение сyа в посадочной конфигурации самолета. Длина пробега может быть определена по формуле 2 1 Vпос , Lпр 2g 1 1 2 f пр 3 Kст 3 где Кст – аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки; c ст = 1–3°; Кст = ya ст ; fпр = 0,25 – приведенный коэффициент трения торможеcxa ст ния на пробеге по сухому бетону. Длина участка выравнивания и выдерживания может быть приблизительно определена по формуле 2 Vзп2 Vпос Lвв Kср h , 2g где высота выравнивания h = 6–10 м (в среднем 8 м); Vзп = 1,3Vmin т – скорость захода на посадку (скорость в начале выравнивания); Kср = 7 – среднее качество на выравнивании и выдерживании. Длину предпосадочного снижения Lсн можно приблизительно определить по формуле Lсн = (15 – h)ctg, где – угол залегания глиссады, равный 2°40; ctg = 2°40 = 21,5. 18 Длина воздушного участка определяется по формуле Lву = Lcн + Lвв. Длина посадочной дистанции определяется по формуле Lпос = Lву + Lпр. Схема посадки показана на рис. 10. Рис. 10. Схема посадки ВС транспортной категории 3. РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК ВОЗДУШНОГО СУДНА ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ УСТАНОВИВШЕГОСЯ ВИРАЖА Расчет проводится для взлетной массы ВС на высоте Нрасч. крен (исходные данные берутся из табл. 5 прил. 1). Влияние сжимаемости на вираже по сравнению с горизонтальным полетом учитывать не нужно. 3.1. Построение кривых потребных тяг (мощностей) на вираже При расчете используются основные соотношения между скоростью, тягой и мощностью на вираже в горизонтальном полете на заданной высоте Нрасч. крена: Nв N n1,5 y ; N P V ; P Vв 1 G ; ; Vв V n y ; ny cos K V2 V 2G ; rв в ; tв 0,64 в , g tg tg с yаS cos где V, P, N – скорость, потребная тяга и потребная мощность в горизонтальном полете; Vв, Pв, Nв – аналогичные параметры на вираже; tв, rв – время и радиус виража. Полученные данные заносятся в табл. 6. 19 Таблица 6 Расчет потребных тяг на вираже Угол крена cos ny 0 1 1 15 0,966 1,035 γдоп = 30 0,87 1,15 45 0,71 1,41 60 0,50 2,00 , град Vв. нв, км/ч Nb , кВт r в, м t в, c Vсв, км/ч Vmax, км/ч Графики Pв(Nв) = f(V) и Pв(Nв) = f() представлены на рис. 11. Рис. 11. Зависимость потребной тяги (Pв) на вираже: а – от скорости (V); б – от угла крена () Значения расчетных ny(γ) выбираются самостоятельно. Обязательным является расчет с γдоп и , соответствующим максимально допустимой эксплуатационной перегрузке nэ max доп, по заданию (табл. 4 прил. 1). Максимальное значение угла крена γ должно быть таким, чтобы вся кривая потребной тяги (мощности) лежала выше располагаемой тяги, касаясь располагаемой тяги только в одной точке. 20 Для облегчения расчетов в табл. 7 даны значения ny и соответствующие ВС 1,5 величины γ, n 0,5 y , ny . Таблица 7 0,5 1,5 Значения , n y , n y ny 1 1,15 1,5 2 2,6 3 3,6 4 5 6 0,5 ny 1 1,07 1,22 1,41 1,6 1,73 1,9 2 2,23 2,45 ny 1 1,23 1,84 2,83 4,2 5,2 6,8 8 11,2 14,7 , град 0 30 48 60 67 70,5 74 75,5 78,5 80,5 1,5 Диапазон изменения суа следует брать таким же, как и при расчете потребных тяг (мощностей) горизонтального полета, сужая его по мере роста ny. На основании данных расчета строятся графики: – Рв = f(V) – для самолетов с ТРД; – Nв = f(V) – для самолетов с ТВД. На эти же графики наносят кривую располагаемой тяги (мощности), как показано на рис. 11. 3.2. Определение границ, радиуса и времени виража После построения кривых потребных и располагаемых тяг на вираже необходимо сделать следующее: 1. Нанести границу виража по cy доп, объяснив необходимость этого ограничения. 2. Нанести ограничение скорости полета на данной высоте, используя для этого результаты расчета в п. 2.4. 3. Построить кривую минимальных потребных тяг (мощностей) на вираже в зависимости от угла крена и найти предельный угол крена по тяге γпред(P) или по мощности доп(N). 4. Показать на графике область допустимых виражей ВС транспортной категории. Для определения радиуса и времени виража необходимо: – обозначить на графике (см. рис. 11) точку, где радиус виража будет минимальным при соблюдении всех ограничений; 21 – рассчитать величину минимального радиуса виража и время его выполнения, сняв с графика необходимые для расчета данные. Таким образом, зона виража ограничивается сверху по располагаемой тяге, справа по скоростному напору, слева ограничивается границей первого и второго режимов полета. Все эти ограничения связаны с обеспечением безопасности полетов. 4. РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТОВ. ВЫВОДЫ В заключительной части курсовой работы обобщаются летно-технические характеристики ВС транспортной категории и оформляются в виде табл. 8, а также проводится расчет потребной взлетной тяги. Таблица 8 Основные летно-технические характеристики транспортных ВС Наименование летно-технических характеристик ВС Результаты расчета Данные ВС 1. Практический потолок, м 2. Посадочная скорость, км/ч 3. Длина пробега, м 4. Посадочная дистанция, м 5. Скорость отрыва, км/ч 6. Длина разбега, м 7. Взлетная дистанция, м 8. Минимальный радиус виража на высоте, м 9. Время виража, с 10. Потребная взлетная тяга, кН Потребная взлетная тяга определяется по формуле 2 Vотр 1 1 Pвзл 1,075Gвзл 2 f разб . 2 gLразб 3 K взл Потребная тяга из условия продолжения взлета с одним отказавшим двигателем равна 1 Pпотр G sin , Kвзл 22 где = 1,5. В заключительной части курсовой работы необходимо сделать выводы о: – соответствии проведенных расчетов данным ЛТХ реального самолета; – влиянии изменения высоты и полетной массы на ЛТХ; – изменении диапазона скоростей с поднятием на высоту; – причинах ограничения скоростей по предельным режимам; – причинах уменьшения вертикальной скорости с увеличением высоты. РЕКОМЕНДУЕМАЯ ЛИТЕРАТУРА Основная 1. Николаев, Л. Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов : учебник / Л. Ф. Николаев. – Москва : Транспорт, 1990. – 392 с. 2. Косачевский, С. Г. Аэродинамика и динамика полетов легких самолетов : учебное пособие / С. Г. Косачевский, Д. В. Айдаркин, А. А. Бондаренко, Д. В. Качан ; под общей редакцией С. Г. Косачевского. – Ульяновск : УИ ГА, 2019. – 240 с. 3. Аэродинамика и динамика полета магистральных ВС : методические указания по изучению дисциплины для курсантов специализации 160503.65.01 / составитель Е. Н. Коврижных. – Ульяновск : УВАУ ГА(И), 2010. – 28 с. Дополнительная 4. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ан-12 : учебное пособие / В. П. Бехтир, Н. Е. Ковалев. – Москва : Машиностроение, 1976. – 132 с. 5. Николаев, Л. Ф. Практическая аэродинамика самолета Ан-24 : учебное пособие / Л. Ф. Николаев, Л. И. Киреев, Н. А. Разгонер. – Кировоград : КВЛУГА, 1991. – 108 с. 6. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ан-124-100 : учебное пособие / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, Е. Н. Коврижных, В. Х. Копысов. – Ульяновск : УВАУ ГА, 2005. – 206 с. 7. Рогонов, А. М. Практическая аэродинамика самолета Як-40 : учебное пособие / А. М. Рогонов, В. П. Бехтир, В. Х. Копысов, Е. Н. Коврижных. – Ульяновск : УВАУ ГА, 2005. – 123 с. 8. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Як-42 : учебное пособие / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский. – Ульяновск : Центр ГА-ИПК, 1992. – 66 с. 23 9. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ту-134А(Б) : учебное пособие для слушателей Центра ГА СЭВ и УТО / В. П. Бехтир. – Москва : Воздушный транспорт, 1984. – 160 с. 10. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ту-154М : учебное пособие / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, В. Г. Ципенко. – Москва : Воздушный транспорт, 1997. – 286 с. 11. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ту-204-120, Ту-204-120С : учебное пособие / В. П. Бехтир, Ю. Н. Стариков, А. А. Закомирный. – Ульяновск : УВАУ ГА, 2001. – 110 с. 12. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ил-86 : учебное пособие / В. П. Бехтир, В. Г. Ципенко. – Москва : Воздушный транспорт, 1993. – 176 с. 13. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ил-76ТД : учебное пособие для вузов ГА / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, В. Г. Ципенко. – Москва : Воздушный транспорт, 1995. – 183 с. 14. Бехтир, В. П. Аэродинамика самолета Ил-96-300 : учебное пособие / В. П. Бехтир, А. И. Воробьев, И. С. Васин [и др.] ; под общей редакцией Г. Г. Муравьева. – Ульяновск : ТЭМП, 1993. – 234 с. БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 1. Аэродинамика и динамика полета магистральных ВС : методические указания по изучению дисциплины для курсантов специализации 160503.65.01 / составитель Е. Н. Коврижных. – Ульяновск : УВАУ ГА(И), 2010. – 28 с. 2. Бехтир, В. П. Аэродинамика самолета Ил-96-300 : учебное пособие / В. П. Бехтир, А. И. Воробьев, И. С. Васин [и др.] ; под общей редакцией Г. Г. Муравьева. – Ульяновск : ТЭМП, 1993. – 234 с. 3. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ан-12 : учебное пособие / В. П. Бехтир, Н. Е. Ковалев. – Москва : Машиностроение, 1976. – 132 с. 4. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ан-124-100 : учебное пособие / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, Е. Н. Коврижных, В. Х. Копысов. – Ульяновск : УВАУ ГА, 2005. – 206 с. 24 5. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ил-76ТД : учебное пособие для вузов ГА / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, В. Г. Ципенко. – Москва : Воздушный транспорт, 1995. – 183 с. 6. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ил-86 : учебное пособие / В. П. Бехтир, В. Г. Ципенко. – Москва : Воздушный транспорт, 1993. – 176 с. 7. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ту-134А(Б) : учебное пособие для слушателей Центра ГА СЭВ и УТО / В. П. Бехтир. – Москва : Воздушный транспорт, 1984. – 160 с. 8. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ту-154М : учебное пособие / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, В. Г. Ципенко. – Москва : Воздушный транспорт, 1997. – 286 с. 9. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ту-204-120, Ту-204-120С : учебное пособие / В. П. Бехтир, Ю. Н. Стариков, А. А. Закомирный. – Ульяновск : УВАУ ГА, 2001. – 110 с. 10. Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Як-42 : учебное пособие / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский. – Ульяновск : Центр ГА-ИПК, 1992. – 66 с. 11. Косачевский, С. Г. Аэродинамика и динамика полетов легких самолетов : учебное пособие / С. Г. Косачевский, Д. В. Айдаркин, А. А. Бондаренко, Д. В. Качан ; под общей редакцией С. Г. Косачевского. – Ульяновск : УИ ГА, 2019. – 240 с. 12. Лигум, Т. И. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов : учебник / Т. И. Лигум. – Москва : Транспорт, 1979. – 319 с. 13. Николаев, Л. Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов : учебник / Л. Ф. Николаев. – Москва : Транспорт, 1990. – 392 с. 14. Николаев, Л. Ф. Практическая аэродинамика самолета Ан-24 : учебное пособие / Л. Ф. Николаев, Л. И. Киреев, Н. А. Разгонер. – Кировоград : КВЛУГА, 1991. – 108 с. 15. Рогонов, А. М. Практическая аэродинамика самолета Як-40 : учебное пособие / А. М. Рогонов, В. П. Бехтир, В. Х. Копысов, Е. Н. Коврижных. – Ульяновск : УВАУ ГА, 2005. – 123 с. 25 Приложение 1 ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ВС ВАРИАНТ 1. Самолет типа Ан-24 Таблица 1.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 8 12 14 16 18 19* суа 0,08 0,26 0,43 0,78 1,14 1,29 1,42 1,52 1,56* Таблица 1.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 М ≤ 0,5 сха М = 0,6 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,4 1,56 0,025 0,025 0,025 0,027 0,035 0,046 0,063 0,087 0,126 1,21 сха 0,025 0,025 0,025 0,027 0,035 М = 0,7 сха 0,035 0,035 0,036 0,042 0,058 0,094 М = 0,8 сха 0,08 0,082 0,086 0,108 0,168 0,05 1,2 0,077 0,165 – – – – – – – – – – – Таблица 1.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м Дв, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп qпред, Н/м2 γдоп, град Gтопл 75 29,2 3,9 2080 1700 0,7 10 000 30 0,2 Таблица 1.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 23,0 21,5 20,0 19,0 18,0 17,5 17,0 16,7 16,2 15,5 nэ мах доп 2,8 2,85 2,9 2,9 2,95 3,0 3,05 3,1 3,15 3,2 Таблица 1.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,3, 6,8 0,3, 5,8 0,4, 7,9 0,2, 6,9 0,3, 7,9 0,2, 6,11 0,3, 7,10 0,2, 6,10 0,3, 7,11 0,3, 8,11 Нрасч.крена 0 2 3 1 2 2 3 1 2 2 26 N, кВт АИ24ВТ 1200 Н=0 4 км 800 6 8 10 400 12 0 200 400 V, км/ч 600 а суа З = 38 З = 15 суа пос суа отр 2 суа проб сха проб суа разб сха разб 1 0,2 0 3 8-9 20 б Рис. 1.1. Исходные данные самолета типа Ан-24 27 сха , град ВАРИАНТ 2. Самолет типа Ан-12 Таблица 2.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа(α) 0 2 4 6 10 14 16 18 20* суа 0 0,174 0,355 0,538 0,910 1,295 1,465 1,628 1,72* Таблица 2.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 М ≤ 0,5 сха 0,025 0,025 0,025 0,03 0,038 0,051 0,07 0,095 0,131 0,184 0,246 М = 0,6 сха 0,025 0,025 0,025 0,03 0,038 0,052 0,075 0,11 0,173 – – М = 0,7 сха 0,026 0,026 0,029 0,04 0,058 0,086 0,127 – – – – М = 0,75 сха 0,047 0,048 0,057 0,114 – – – – – – – М = 0,85 сха 0,078 0,103 0,165 – – – – – – – – 1,4 1,6 1,72 Таблица 2.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м Д в, м 121,7 38 4,5 NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп 2950 2500 0,68 qпред, Н/м2 γдоп, град 12 200 30 Gтопл 0,2 Таблица 2.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 61 59 57 55 53 51 49 47 45 43 nэ мах доп 2,3 2,32 2,34 2,37 2,39 2,41 2,44 2,47 2,53 2,6 Таблица 2.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,4, 8,11 0,3, 6,9 0,3, 7,10 0,3, 8,10 0,2, 6,10 0,3, 8,11 0,2, 7,11 0,3, 8,11 0,4, 8,11 0,3, 7,11 Нрасч.крена 2 0 2 1 2 3 3 1 1 2 28 N, кВт АИ-20 2000 Н = 0 км 4 1000 8 12 0 200 400 V, км/ч 600 а суа 3 З = 35 З = 35 З = 15 суа пос З = 15 2 суа отр суа проб 1 суа разб 0,2 0 3 10 20 б Рис. 2.1. Исходные данные самолета типа Ан-12 29 сха , град ВАРИАНТ 3. Самолет типа Як-40 Таблица 3.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 6 10 14 16 17,5* суа –0,06 0,12 0,3 0,47 0,83 1,19 1,34 1,44* Таблица 3.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа М ≤ 0,5 0 0,1 0,2 0,4 0,6 1,4 1,44* сха 0,025 0,024 0,024 0,03 0,039 0,053 0,071 0,094 0,139 0,16 М = 0,6 сха 0,028 0,026 0,027 0,033 0,045 0,065 0,098 М = 0,7 сха 0,031 М = 0,75 сха 0,034 0,034 0,037 0,057 0,03 0,03 0,038 0,8 1,0 1,2 – – – 0,06 0,107 – – – – – – – – – – Таблица 3.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп qпред, Н/м2 γдоп,град Gтопл 70 25 14,42 10,89 0,65 11 800 30 0,2 Таблица 3.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 14 13,7 13,3 12,9 12,6 12,2 11,8 11,6 11,1 10,6 nэ мах доп 2,8 2,85 2,9 2,9 2,95 3,0 3,05 3,1 3,15 3,2 Таблица 3.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,2, 6,10 0,3, 7,11 0,2, 5,7 0,2, 7,9 0,4, 6,8 0,2, 5,8 0,4, 6,10 0,3, 9,11 0,2, 6,8 0,3, 6,9 Нрасч. крена 0 1 2 2 3 1 2 1 3 2 30 P, кН АИ25 15 10 Н=0 км 2 4 6 8 10 5 0 200 400 V, км/ч 600 а суа З = 35 2 З = 20 суа пос сх пос суа отр 1 суа проб сха проб суа разб сха разб 0,1 0 0,2 3 20 б Рис. 3.1. Исходные данные самолета типа Як-40 31 сха , град ВАРИАНТ 4. Самолет типа Як-42 Таблица 4.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18* суа –0,08 0,1 0,28 0,46 0,62 0,81 0,99 1,16 1,34 1,47* Таблица 4.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,47 М ≤ 0,5 сха 0,022 0,026 0,032 0,041 0,055 0,077 0,103 0,144 0,18 М = 0,6 сха 0,022 0,026 0,032 0,043 0,061 0,093 0,136 – – М = 0,7 сха 0,022 0,026 0,032 0,045 0,07 0,115 – – – М = 0,8 сха 0,027 0,028 0,038 0,055 0,095 – – – – М = 0,9 сха 0,047 0,06 0,089 0,148 – – – – – Таблица 4.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп 142 35 63 54 0,85 qпред, Н/м2 γдоп, град 23 000 Gтопл 30 0,25 Таблица 4.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 53 52 51 50 49 48 47 46 45 44 nэ mах доп 2,32 2,32 2,32 2,32 2,37 2,41 2,45 2,51 2,57 2,65 Таблица 4.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,3, 6,9 0,2, 7,9 0,3, 7,10 0,2, 6,10 0,4, 7,11 0,4, 8,11 0,3, 8,11 0,3, 8,10 0,3, 7,11 0,4, 8,10 Нрасч. крена 0 2 0 2 4 0 3 0 3 0 32 P, кН Д36 60 40 Н=0 км 2 4 20 6 8 0 200 400 V, км/ч 600 а су а 3 З = 45 З = 20 2 З = 45 суа пос З = 45 суа отр ин = 35 ин = 55 1 суа проб суа разб суа проб сха проб 0,1 0 3 0,2 10 б 20 Рис. 4.1. Исходные данные самолета типа Як-42 33 сха , град ВАРИАНТ 5. Самолет типа Ан-124 Таблица 5.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 1,6 4 6 8 12 16 18 20* суа –1,0 0 0,2 0,3 0,45 0,65 0,9 1,0 1,1* Таблица 5.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,1* М ≤ 0,5 сха 0,022 0,022 0,023 0,03 0,07 0,13 0,25 0,3 М = 0,7 сха 0,022 0,022 0,026 0,05 0,1 0,2 – – М = 0,85 сха 0,03 0,032 0,035 0,07 0,12 0,25 – – М = 0,9 сха 0,04 0,042 0,045 0,085 0,16 – – – Таблица 5.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп qпред, Н/м2 γдоп, град Gтопл 628 73,3 229,8 193,7 0,77 15 600 30 0,4 Таблица 5.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 390 380 370 360 350 340 330 320 310 300 nэ max доп 2 2,1 2,2 2,3 2,4 2,5 2,6 2,7 2,8 2,9 Таблица 5.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,3, 6,9 0,4, 8,10 0,2, 4,8 0,3, 6,8 0,4, 7,9 0,4, 8,10 0,3, 6,9 0,4, 8,10 0,3, 6,8 0,4, 8,10 Нрасч. крена 0 1 1 2 0 1 0 1 0 1 34 P, кН Д18Т 150 Н = 0 км 2 100 4 6 8 50 0 200 400 600 V, км/ч а суа 3 З = 40 пр = 17 З = 30 пр = 17 2 суа пос сха пос сха отр суа отр ин = 40 суа проб суа разб ин = 40 сха проб 1 сха проб 0,1 0 3 10 20 б Рис. 5.1. Исходные данные самолета типа Ан-124 35 0,2 сха , град ВАРИАНТ 6. Самолет типа Ту-134 Таблица 6.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 6 8 12 16 18 19* суа –0,07 0,11 0,284 0,46 0,655 0,995 1,278 1,345 1,35* Таблица 6.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,35* М ≤ 0,5 сха 0,021 0,018 0,018 0,022 0,031 0,045 0,074 0,121 0,181 М = 0,6 сха 0,021 0,019 0,02 0,025 0,034 0,054 0,096 – – М = 0,75 сха 0,023 0,021 0,022 0,027 0,04 0,066 – – – М = 0,8 сха 0,024 0,022 0,023 0,031 0,048 0,098 – – – М = 0,88 сха 0,028 0,029 0,032 0,046 0,099 – – – – Таблица 6.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп 127,3 29 66,5 47 0,82 qпред, Н/м2 γдоп, град 17100 Gтопл 30 0,2 Таблица 6.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 48 47 46 45 44 43 42 41 40 39 nэ max доп 2,5 2,5 1,90 2,5 2,0 2,5 2,10 2,5 2,20 2,5 Таблица 6.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,2, 6,10 0,3, 7,10 0,2, 6,11 0,3, 8,11 0,2, 7,10 0,4, 7,11 0,2, 6,10 0,3, 7,12 0,3, 8,12 0,4, 9,12 Нрасч. крена 0 3 2 1 2 0 3 1 2 0 36 P, кН Д-30 Д30 60 40 Н = 0 км 4 8 10 12 20 0 200 400 600 а 800 1000 V, км/ч 1200 суа З = 30 2 З = 10 суа пос 1 1 суа отр суа проб суа разб 0,2 0,1 0 1 б 20 Рис. 6.1. Исходные данные самолета типа Ту-134 37 сха , град ВАРИАНТ 7. Самолет типа Ту-154 Таблица 7.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 6 8 12 16 18 20* суа –0,23 –0,03 0,17 0,37 0,57 0,87 1,02 1,07 1,09* Таблица 7.2 Зависимость коэффициента сх от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,09* М ≤ 0,5 сха 0,019 0,019 0,02 0,027 0,038 0,055 0,089 0,123 М = 0,7 сха 0,021 0,021 0,022 0,029 0,043 0,066 – – М = 0,8 сха 0,0222 0,022 0,023 0,031 0,047 – – – М = 0,9 сха 0,026 0,026 0,028 0,042 – – – – М = 0,94 сха 0,036 0,036 0,039 0,059 – – – – Таблица 7.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп qпред, Н/м2 γдоп, град Gтопл 201,5 37,5 93 78,5 0,88 15 700 30 0,2 Таблица 7.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 93 90 87 84 81 78 100 95 90 87 nэ max доп 1,8 1,85 1,90 1,95 2,0 2,05 2,10 2,15 2,20 2,25 Таблица 7.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,2, 6,10 0,3, 7,11 0,2, 6,11 0,3 7,10 0,3 6,10 0,4 8, 12 0,3 8,12 0,2, 7, 12 0,3, 7,12 0,4, 8,12 Нрасч. крена 0 3 2 1 2 0 3 2 1 0 38 P, кН НК-8-2-У 90 60 Н = 0 км 2 4 8 12 30 0 200 400 600 800 1000 V, км/ч 1200 а суа З = 45 Касание 2 З = 28 Полет Пробег ин = 50/45 суа кас ин = 50/45 суа отр суа сн 1 суа проб З = 45 З =28 Н=0 суа разб суа проб 3 0 разб 0,2 отр б 20 Рис. 7.1. Исходные данные самолета типа Ту-154 39 сх , град ВАРИАНТ 8. Самолет типа Ил-86 Таблица 8.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 6 8 12 16 20 22 24* суа -0,2 0 0,15 0,3 0,5 0,87 1,16 1,2 1,23 1,25* Таблица 8.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,25* М ≤ 0,5 сха 0,021 0,021 0,025 0,03 0,07 0,12 0,15 0,25 0,45 М = 0,7 сха 0,021 0,021 0,027 0,04 0,09 0,15 0,2 0,3 – М = 0,8 сха 0,05 0,052 0,07 0,08 0,1 0,17 0,22 – – М = 0,9 сха 0,07 0,072 0,08 0,09 0,13 0,22 0,23 – – Таблица 8.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп qпред, Н/м2 γдоп, град Gтопл 330 48 130 110 0,88 22 000 30 0,35 Таблица 8.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 210 200 190 180 170 160 150 140 130 120 nэ max доп 1,70 1,75 1,80 1,85 1,90 1,95 2,00 2,05 2,10 2,15 Таблица 8.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,2, 6,10 0,2, 6,10 0,3, 7,11 0,2, 6,11 0,3, 6,11 0,2, 5,10 0,4, 8,12 0,2, 7,11 0,3, 7,12 0,4, 6,11 Нрасч. крена 0 1 2 1 2 2 1 3 1 2 40 P, кН НК-86 150 100 Н = 0 км 50 2 4 6 8 0 200 400 V, км/ч 600 а суа 3 З = 40 пр = 35 З = 30 пр = 25 2 суа пос суа отр щ = 58 щ = 58 1 сп = 40 сп=40 суа проб З/пр = 40/35 суа разб сха проб суа проб 0,2 0,1 0 3 10 20 б Рис. 8.1. Исходные данные самолета типа Ил-86 41 сха кр, град ВАРИАНТ 9. Самолет типа Ил-76 Таблица 9.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 6 8 12 16 18 20* суа –1,0 0,05 0,2 0,3 0,55 0,9 1,2 1,3 1,42* Таблица 9.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,42* М ≤ 0,5 сха 0,023 0,023 0,025 0,035 0,055 0,08 0,12 0,22 0,3 М = 0,7 сха 0,023 0,023 0,027 0,04 0,06 0,09 0,15 0,25 – М = 0,77 сха 0,023 0,023 0,035 0,05 0,075 0,13 0,25 – – М = 0,8 сха 0,03 0,035 0,04 0,06 0,1 0,2 – – – М = 0,9 сха 0,04 0,045 0,05 0,08 0,12 0,3 – – – Таблица 9.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп qпред, Н/м2 γдоп, град Gтопл 300 50 120 95 0,77 17 400 30 0,4 Таблица 9.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 190 180 170 160 150 140 130 120 170 155 nэ max доп 2,00 2,10 2,20 2,30 2,40 2,50 2,60 2,70 2,80 2,90 Таблица 9.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,2, 6,10 0,3, 7,11 0,2, 6,10 0,2, 6,11 0,3, 6,11 0,2, 5,10 0,4, 8,12 0,2, 7,11 0,3, 7,12 0,4, 6,11 Нрасч. крена 0 1 2 1 2 2 1 3 1 2 42 P, кН Д-30КП 90 Н = 0 км 4 8 10 60 12 30 0 200 400 600 800 1000 З = 43 пр = 25 V, км/ч 1200 а суа 3 З = 43 пр = 25 З = 30 пр = 14 2 суа пос сха пос суа отр суа проб сха отр сха проб щ = 40 1 щ = 40 суа разб сп = 20 сп=20 суа проб сха проб 0,1 0 проб пос отр 0,2 сха , град 20 б Рис. 9.1. Исходные данные самолета типа Ил-76ТД 43 ВАРИАНТ 10. Самолет типа Ил-96-300 Таблица 10.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 6 8 12 16 20 22* суа –2,0 0 0,2 0,4 0,6 0,95 1,25 1,38 1,4* Таблица 11.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4* М ≤ 0,5 сха 0,02 0,02 0,025 0,03 0,07 0,12 0,15 0,25 0,45 М = 0,7 сха 0,02 0,02 0,027 0,04 0,09 0,15 0,2 0,3 – М = 0,84 сха 0,05 0,052 0,07 0,08 0,1 0,17 0,22 – – М = 0,9 сха 0,07 0,072 0,08 0,09 0,13 0,22 0,23 – – Таблица 10.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп qпред, Н/м2 γдоп, град Gтопл 300 50 120 95 0,77 17 400 30 0,4 Таблица 10.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 230 220 210 200 190 180 170 160 175 185 nэ max доп 2,00 2,10 2,20 2,30 2,40 2,50 2,60 2,70 2,80 2,90 Таблица 10.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,2, 6,10 0,3, 7,11 0,2, 6,10 0,2, 6,11 0,3, 6,11 0,2, 5,10 0,4, 8,12 0,2, 7,11 0,3, 7,12 0,4, 6,11 Нрасч. крена 0 1 2 1 2 2 1 3 1 2 44 P, кН ПС90А 150 Н = 0 км 4 100 8 10 12 50 0 200 400 V, км/ч 600 а Суа 3 З = 40 пр=25 З = 25 пр = 25 сха пос 2 суа пос су отр сха отр сха проб 1 суа проб щ = 45 су разб ин = 30 сха разб сха проб суа проб 0,2 0,1 0 3 9 20 б Рис. 10.1. Исходные данные самолета типа Ил-96-300 45 сха , град ВАРИАНТ 11. Самолет типа Ту-204-100 Таблица 11.1 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки суа = f(α) 0 2 4 6 8 12 14 16 20 22* суа –0,16 0,05 0,26 0,47 0,67 1,05 1,18 1,28 1,36 1,37* Таблица 11.2 Зависимость коэффициента сха от коэффициента суа и числа М М суа 0 0,1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,1 1,37* М ≤ 0,5 сха 0,018 0,017 0,018 0,021 0,03 0,05 0,09 0,12 – М = 0,7 сха 0,018 0,017 0,018 0,025 0,042 0,08 0,16 0,2 – М = 0,85 сха 0,02 0,02 0,022 0,034 0,06 0,15 0,2 – – М = 0,9 сха 0,03 0,032 0,035 0,054 0,09 0,15 – – – Таблица 11.3 Основные параметры самолета и двигателя S, м2 L, м NЭвзл, кВт NЭном, кВт Mmax доп qпред, Н/м2 γдоп, град Gтопл 184 40 161 135 0,83 17 000 30 0,4 Таблица 11.4 Взлетная масса и допустимая перегрузка в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 mвзл, т 94 90 85 80 100 92 92 90 88 86 nэ max доп 2,00 2,10 2,20 2,30 2,40 2,50 2,00 2,10 2,15 2,20 Таблица 11.5 Расчетные высоты и высота виража в зависимости от кода Номер задания 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Нрасч, км 0,2, 6,10 0,3, 7,11 0,2, 6,10 0,2, 6,11 0,3, 6,12 0,2, 5,10 0,4, 8,12 0,2, 7,11 0,3, 7,12 0,4, 6,11 Нрасч. крена 0 1 2 1 2 1 0 1 0 2 46 P, кН ПС-90А 150 Н = 0 км 100 4 8 10 12 50 0 200 400 600 800 1000 V, км/ч а суа пр = 27 З = 37 3 З = 18 З = 37 пр = 19 2 З = 18 1 ин 0,2 0,1 0 20 б Рис. 11.1. Исходные данные самолета Ту-204-100 47 0,3 сха кр, град Приложение 2 ОБРАЗЕЦ ОФОРМЛЕНИЯ ТИТУЛЬНОГО ЛИСТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА (РОСАВИАЦИЯ) ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «УЛЬЯНОВСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ИМЕНИ ГЛАВНОГО МАРШАЛА АВИАЦИИ Б. П. БУГАЕВА» (ФГБОУ ВО УИ ГА) Факультет Летной эксплуатации и управления воздушным движением Кафедра Летной эксплуатации и безопасности полетов КУРСОВАЯ РАБОТА По дисциплине Тема: Аэродинамика и динамика полета Расчет летно-технических характеристик ВС транспортной категории Вариант код Выполнил курсант (фамилия, имя, отчество, группа) Руководитель курсовой работы Иванов И. И. ст. преподаватель (фамилия, имя, отчество, уч. звание, уч. степень, должность) К защите (дата, роспись руководителя) Курсовая работа защищена с оценкой Ульяновск 2021 48 Приложение 3 МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА Основные соотношения для перевода единиц: давление 1 кгс/м2 = 9,807 Н/м2 = 735 · 104 мм рт. ст.; плотность 1 кгс/с2/м4 = 9,807 кг/м3 ГеометриБарометр. Темпераческая Плотность, давление, высота кг/м3 тура, К мм рт. ст. (Н), м Δ= ρ ρ0 Скорость звука, м/с Кинемат. коэффиц. вязкости, м2/с –1000 294,7 854,5 1,347 1,099 1,044 344,1 1,352·10–5 –500 291,4 806,2 1,288 1,049 1,024 342,2 1,406 0 288,2 760,0 1,226 1,000 1,000 340,2 1,461 – – – – 10–1 10–1 – – 500 284,9 716,0 1,167 9,528· 9,761 338,4 1,520 1000 281,6 674,1 1,117 9,075 9,526 336,4 1,581 1500 278,4 634,3 1,058 8,638 9,294 334,5 1,645 2000 275,1 596,2 1,007 8,217 9,065 332,5 1,715 2500 271,9 560,2 0,9570 7,812 8,839 330,6 1,787 3000 268,6 526,0 0,9094 7,423 8,616 328,6 1,862 3500 265,4 493,3 0,8634 7,048 8,396 326,6 1,942 4000 262,1 462,5 0,8194 6,689 8,179 324,5 2,027 4500 258,9 433,2 0,7771 6,344 7,965 322,5 2,116 5000 255,6 405,6 0,7365 6,012 7,754 320,5 2,210 5500 252,4 379,0 0,6976 5,694 7,546 318,5 2,310 6000 249,1 354,1 0,6602 5,389 7,341 316,4 2,495 6500 245,0 330,5 0,6244 5,097 7,150 314,3 2,527 7000 242,6 308,3 0,5901 4,817 6,940 312,2 2,645 7500 239,4 287,2 0,5572 4,549 6,745 310,2 2,795 8000 236,1 267,4 0,5259 4,293 6,552 308,0 2,908 8500 232,9 248,6 0,4958 4,048 6,362 305,9 3,044 9000 229,6 231,0 0,4671 3,813 6,175 303,8 3,194 9500 226,4 214,4 0,4398 3,590 5,992 301,6 3,355 10 000 233,1 198,7 0,4136 3,376 5,810 299,4 3,523 11 000 216,7 170,2 0,3648 2,978 5,457 295,1 4,093 12 000 216,7 145,4 0,3118 2,545 5,045 295,1 4,560 13 000 216,7 124,4 0,2662 2,175 4,664 295,1 6,335 49 Методические указания по выполнению курсовой работы «Расчет летно-технических характеристик воздушного судна транспортной категории» АЭРОДИНАМИКА И ДИНАМИКА ПОЛЕТА Составители: КОВРИЖНЫХ ЕВГЕНИЙ НИКОЛАЕВИЧ МИРОШИН АЛЕКСАНДР НИКОЛАЕВИЧ СУЧКОВ АЛЕКСАНДР ВЛАДИМИРОВИЧ Редактор М. Т. Любимова Компьютерная верстка Н. П. Красильникова Подписано в печать 08.02.2021. Формат 6090/16. Бумага офсетная. Печать трафаретная. Усл. печ. л. 3,19. Тираж 150 экз. Заказ № 76. РИО и типография УИ ГА. 432071, г. Ульяновск, ул. Можайского, 8/8 50 51 52
