![]() Главная страница Случайная страница КАТЕГОРИИ: АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника |
Расчетные соотношения для характеристик, указанных в таблице №1Стр 1 из 2Следующая ⇒
Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)» (МАИ) Кафедра 106
КАФЕДРА ДИНАМИКИ И УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
УТВЕРЖДАЮ: Заведующий кафедрой 106 _________________________
“___”_______________20 г.
М Е Т О Д И Ч Е С К И Е У К А З А Н И Я К ВЫПОЛНЕНИЮ КУРСОВОЙ РАБОТЫ ПО ДИНАМИКЕ ПОЛЕТА
Исполнитель Сурин В.П.
Москва, 1994-2014г СОДЕРЖАНИЕ 1. Общие положения 1.1. Цель курсовой работы 1.2. Содержание и объем курсовой работы 1.3. Задание на курсовую работу 1.4. Оформление курсовой работы 1.5. Ритмичность работы студента 2. Порядок выполнения разделов курсовой работы. Основные расчетные соотношения 2.1. Исходные данные 2.2. Расчет летно-технических характеристик самолета 2.3. Расчет траектории полета 2.4. Расчет диаграммы транспортных возможностей неманевренного самолета 2.5. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета 2.6. Расчет характеристик маневренности самолета 2.7. Расчет характеристик продольной, статической устойчивости и управляемости 3. Список использованных источников 4. Приложение
1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ 1.1. Цель курсовой работы
Целью курсовой работы является закрепление и систематизация знаний по динамике полета, а также овладение навыками инженерной работы в части расчета летных и пилотажных характеристик самолета.
1.2. Содержание и объем курсовой работы
Курсовая работа включает следующие разделы: 1. Исходные данные. 2. Расчет летно-технических характеристик (ЛТХ). 3. Расчет траектории полета. 4. Расчет диаграммы транспортных возможностей самолета. 5. Расчет взлетно-посадочных характеристик (ВПХ). 6. Расчет характеристик маневренности. 7. Расчет характеристик продольной, статической устойчивости и управляемости. Общая трудоемкость курсовой работы составляет 36 часов самостоятельной работы студента.
1.3. Задание на курсовую работу
Задание на курсовую работу выдается индивидуально каждому студенту и содержит следующие исходные данные: - основные проектные параметры самолета и ограничения режимов полета (см. Приложение таблица П1,); - характеристики стандартной атмосферы (см. Приложение таблица П2,); - типовые аэродинамические характеристики и их составляющие для различных полетных конфигураций самолета (см.Приложение рис. П1, рис. П2, рис.П14); - типовые высотно-скоростные и дроссельные характеристики двигателя (см. Приложение рис.П7, рис.П8, рис.П9). В таблице П1 приложения указаны стандартные варианты заданий. По согласованию с преподавателем студент может выполнять проект по индивидуальному заданию при обязательном составлении программы и «ручной» проверке контрольных точек. Использование готовых программ не допускается.
1.4. Оформление курсовой работы
Курсовая работа оформляется в виде отчета и содержит: - титульный лист (см.Приложение), - реферат, - оглавление, - разделы курсовой работы, - заключение, - список использованных источников, - приложение (при необходимости). В реферате (0.5 стр.) дается аннотация проделанной работы. В заключении приводится перечень ЛТХ и ВПХ, рассчитанных в курсовой работе. Делается вывод о соответствии полученных данных характеристикам прототипа. Все графики в отчете выполняются с использованием компьютерной графики с соблюдением стандартных масштабов.
1.5. Ритмичность работы студента
При оценке ритмичности работы студента засчитывается выполненные разделы: 25% – разделы 1, 2 50% – разделы 1, 2, 3 75% – разделы 1, …, 5 100% – разделы 1, …, 7 Защита – полностью выполненый и оформленный отчет в соответствии с указанными требованиями.
2. ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ ОТДЕЛЬНЫХ РАЗДЕЛОВ КУРСОВОЙ РАБОТЫ. ОСНОВНЫЕ РАСЧЕТНЫЕ СООТНОШЕНИЯ
2.1. Исходные данные
Прежде чем приступить к выполнению расчетов необходимо в соответствии с заданием выписать из таблицы № П1 приложения строчку, характеризующую основные проектные параметры самолета-прототипа и ограничения режимов полета. Далее для рассматриваемого самолета составить таблицы аэродинамических характеристик самолета, а также высотно-скоростных и дроссельных характеристик силовой установки (см. Приложение).
2.1.1. Аэродинамические характеристики Для расчета ЛТХ требуются зависимости: В линейном диапазоне изменения углов атаки аэродинамические характеристики представляются в виде
где Аэродинамические характеристики даны для полетной, взлетной и посадочной конфигураций. На зависимостях На рис. П14 даны аэродинамические характеристики отдельных компоновочных групп самолета для расчета продольной статической устойчивости и управляемости.
2.1.2. Высотно-скоростные и дроссельные характеристики двигателя
Высотно-скоростные характеристики определяют зависимости тяги и удельного часового расхода топлива от скорости (числа М) и высоты полета при фиксированном режиме работы двигателя К дроссельным характеристикам относятся зависимости тяги и удельного часового расхода топлива от режима работы двигателя. В приложении на рисунках П7, П8, П9 для стандартных условий приведены типовые высотно-скоростные и дроссельные характеристики дозвукового двухконтурного ТРД со степенью двухконтурности m=1…3 и степенью сжатия p*к=15…19 (ТРДД №1). Высотно-скоростные характеристики даны для высот H£ 11 км. На высотах Н> 11 км тяга двигателя изменяется пропорционально давлению атмосферы, а удельный часовой расход топлива от высоты не зависит:
где Высотно-скоростные характеристики приведены для режима: «номинал». На режиме малого газа двигателя удельный часовой расход топлива составляет для заданного режима полета
На взлетном режиме (для ТРДД №1): В режиме реверса тяги: Дроссельные характеристики осреднены по высотам и числам Маха и представлены в приложении на рис. П9 обобщенными зависимостями относительного часового расхода топлива от относительной тяги (коэффициента дросселирования Ниже приведены формулы для вычисления тяги двигателя и удельного часового расхода топлива при использовании приведенных в приложении характеристик. 1. Номинальный режим:
где 2.2 Расчет летно-технических характеристик (ЛТХ) самолета В данном разделе определяются следующие характеристики.
- располагаемой и потребной для горизонтального установившегося полета тяги силовой установки, - энергетической скороподъемности, - часового расхода топлива, ………………… - километрового расхода топлива……………
- максимальной энергетической скороподъемности, - минимального часового расхода топлива, ….. - минимального километрового расхода топлива, …….. - минимального и максимального числа - числа - числа - скорости полета, соответствующей минимальному часовому расходу топлива, ………………………………………….. - скорости полета, соответствующему минимальному километровому расходу топлива…………………………………………… 3. Статический и практический потолки самолета. При построении графиков в качестве аргумента используется скорость полета
Результаты расчетов оформляются в виде таблиц, типа таблицы № 1.
Таблица № 1
Узловые точки по числу а) неманевренный самолет: Узловые точки по высоте соответствуют высотам, для которых приведены высотно-скоростные характеристики двигателя (см. Приложение).
Расчетные соотношения для характеристик, указанных в таблице №1
где
где
вычисляется по формуле (1),
где По данным таблицы № 1 для каждой высоты 1) 2) 3) 4) 5) Далее в узловых точках по высоте 1. Минимально установившееся и максимально установившееся число M полета по тяге 2. Минимально допустимое (по Величина Минимально допустимая скорость полета
3.Максимально допустимое число M (скорость) полета по условиям безопасности: или где
Значения
4.Располагаемые значения (с учетом двигателя) минимального и максимального M (скорости) полета: или:
где 5. Число M (скорость) полета, соответствующее минимальной потребной тяге: или Величина 6. Максимальная энергетическая скороподъемность или Величины 7. Минимальные значения часового Величины Найденные выше значения ЛТХ (1…7) заносятся в таблицу.
Таблица № 2
По данным таблицы № 2 строят следующие зависимости: 1)
2) 3) При построении указанных зависимостей по оси ординат откладывается высота в [м]. Статический где
2.3. Расчет траектории полета. Траектория полета включает следующие участки: 1 - набор высоты, 2 - крейсерский полет, 3 - снижение.
2.3.1. Расчет характеристик набора высоты. Начальные условия:
Конечные условия: Конечные значения высоты или Величины Вначале находится конечная высота
Если минимум
где В целях упрощения дальнейших расчетов в качестве конечной высоты Конечная скорость набора высоты Чтобы построить график Характеристики набора высоты: угол наклона траектории
В формулах (10) размерность энергетической высоты В качестве программы принимается полученная в разделе 2.2 зависимость Для неманевренного самолета программа набора высоты содержит три участка: разгон на высоте Вычисление интегралов (10) производится методом трапеций:
где
Величины При расчете угла наклона траектории где Результаты расчетов заносятся в таблицу №3.
Таблица №3
продолжение таблицы №3
По данным таблицы №3 строятся зависимости: 1. 2.
2.3.2. Расчет характеристик крейсерского полета. Относительный расход топлива на участке крейсерского полета вычисляется при максимальной целевой (полезной) нагрузке для неманевренного самолета:
где
Время
Формулы (12) справедливы при условии В формулах (12) параметры Высота где
По величине
2.3.3. Расчет характеристик участка снижения | Характеристики участка снижения: угол наклона траектории В качестве программы снижения принимается полученная в разделе 2.2 зависимость При снижении режим работы двигателя - " малый газ". Начальные условия: Высота начала снижения равна высоте полета самолета в конце крейсерского участка Конечные условия: Высота конца участка снижения условно принимается равной нулю ( Методика расчета характеристик траектории снижения аналогична описанной в разделе 2.3.1 для участка набора высоты. Результаты расчетов заносятся в таблицу №4 аналогичную таблице № 3. По данным расчета на одном рисунке строятся зависимости: Раздел " Расчет траектории полета" заканчивается построением совмещенного графика
2.4. Расчет диаграммы транспортных возможностей неманевренного самолета. Данный раздел выполняется только для неманевренного самолета, Определяется зависимость целевой (коммерческой) нагрузки от дальности полета самолета - Расчет ведется для трех режимов: 1) Полет с максимальной коммерческой нагрузкой, 2) Полет с максимальным запасом топлива, 3) Полет без коммерческой нагрузки Для режима №I дальность полета определена в разделе 2.3. Для второго и третьего режимов дальность полета вычисляется по формуле В целях упрощения расчетов принимается допущение, что дальности и расход топлива при наборе высоты Дальность участка крейсерского полета вычисляется по формуле где Значения параметров Взлетная масса самолета Режим №2
где При данном режиме полета масса целевой (коммерческой) нагрузки Режим №3 Расход топлива Результаты расчетов заносятся в таблицу №5. Таблица №5
По данным таблицы №5 строят кусочно-линейную зависимость
2.5. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета.
В данном разделе определяются характеристики: - скорость отрыва при взлете - длина разбега - взлетная дистанция - скорость касания ВПП при посадке - длина пробега - посадочная дистанция Расчет взлетно-посадочных характеристик производится при следующих предположениях: а) угол атаки при разбеге и пробеге б) угол атаки при отрыве (во время взлета) и касании ВПП (при посадке): в) безопасная высота пролета препятствий (для расчета взлетной и посадочной дистанции): г) коэффициент трения: д) тяга двигателей на взлетном режиме на I5...20% больше номинальной тяги, е) при пробеге по ВПП на неманевренном самолете используется режим " реверса тяги". Взлетно-посадочные характеристики рассчитываются по приближенным аналитическим соотношениям [1, 5]: I) Скорость отрыва при взлете
где
2) Длина разбега 3) Взлетная дистанция где
4) Скорость касания ВПП при посадке:
|