К выполнению курсовой работы
По динамике полета.
Содержание и объем курсовой работы.
Курсовая работа включает следующие разделы.
1. Формирование исходных данных.
2. Расчет летно-технических характеристик.
2.1 Горизонтальный полет для среднего веса самолета на различных высотах с использованием метода тяг.
2.2 Построение области возможных режимов полета в координатах .
3. Расчет траектории полета.
3.1 Выбор наиболее выгодного режима крейсерского полета для нескольких значений массы самолета =5 т.
3.2 Взлет и набор высоты.
3.3 Снижение и посадка.
4. Выводы.
1. Формирование исходных данных.
В качестве прототипа рассматривается самолет среднего класса типа ТУ-204, который имеет 2 двигателя и максимальное значение числа полета составляет 0.85. Предполагается, что балансировочная поляра является квадратичной со смещенной вершиной для всех режимов полета (взлет, посадка, пробег и полет в обычной конфигурации), причем при полете в обычной конфигурации аэродинамические характеристики изменяются в зависимости от числа . Такой подход в изменении аэродинамических характеристик позволяет достаточно просто учитывать выпуск и уборку закрылков, предкрылков, спойлеров и шасси на взлетно-посадочных режимах.
|
|
Каждый студент получает индивидуальное задание, определяемое набором из 7 коэффициентов (см. таблицу 1), с помощью которых варьируются следующие параметры:
1. коэффициент отвала поляры ,
2. производная коэффициента подъемной силы по углу атаки ,
3. максимальная тяга двигателей ,
4. удельный расход топлива ,
5. взлетная масса самолета ,
6. посадочная масса самолета ,
7. плотность атмосферы .
Самолет типа ТУ-204. Исходные данные.
=100 т, =80 т, =168 м2,
, ,
, ,
, ,
Аэродинамические характеристики приведены на рис. 1,2 и в таблице 2, характеристики максимальной тяги одного двигателя , удельного расхода и тяги двигателя в режиме "малого газа" (или минимальной тяги ) приведены соответственно на рис. 3 и в таблицах 3, 4, 5. Характеристика дросселирования тяги двигателя, т. е. зависимость удельного расхода топлива от числа оборотов двигателя, считается одинаковой для всех высот и скоростей полета и аппроксимируется квадратичной зависимостью:
,
, .
Таблица 1.
Формирование вариантов.
N | |||||||
-1 | +1 | +1 | -1 | -1 | +1 | +1 | |
+1 | -1 | -1 | +1 | +1 | -1 | -1 | |
-1 | +1 | +1 | -1 | ||||
+1 | -1 | +1 | +1 | -1 | |||
+1 | -1 | -1 | +1 | +1 | |||
+1 | -1 | -1 | +1 | ||||
+1 | +1 | -1 | +1 | -1 | |||
-1 | +1 | +1 | -1 | -1 | |||
+1 | +1 | -1 | -1 | ||||
-1 | +1 | +1 | -1 | -1 | |||
-1 | -1 | +1 | +1 | -1 | |||
+1 | -1 | -1 | +1 | +1 | |||
+1 | +1 | -1 | -1 | +1 | |||
-1 | +1 | +1 | -1 | +1 | -1 | +1 | |
+1 | -1 | -1 | +1 | -1 | +1 | -1 | |
-1 | +1 | +1 | -1 | ||||
-1 | +1 | +1 | -1 | -1 | |||
+1 | +1 | -1 | -1 | +1 | |||
+1 | -1 | -1 | +1 | +1 |
Таблица 2.
|
|
Аэродинамические характеристики самолета типа ТУ-204.
0.40 | 0.018 | 0.180 | -1.25 | 1.12 | 0.080 | 0.100 |
0.60 | 0.019 | 0.180 | -1.10 | 1.04 | 0.084 | 0.100 |
0.70 | 0.020 | 0.175 | -1.03 | 0.98 | 0.092 | 0.102 |
0.75 | 0.021 | 0.170 | -0.98 | 0.94 | 0.097 | 0.107 |
0.80 | 0.022 | 0.160 | -0.92 | 0.89 | 0.112 | 0.120 |
0.85 | 0.027 | 0.150 | -0.85 | 0.84 | 0.172 | 0.120 |
Взлет | 0.105 | 0.8 | -5.0 | 1.8 | 0.10 | 0.10 |
Посадка | 0.170 | 0.9 | -9.0 | 2.2 | 0.07 | 0.10 |
Пробег | 0.190 | 0.6 | -1.5 | 1.4 | 0.06 | 0.10 |
Таблица 3.
Максимальная тяга одного двигателя. , кГ.
H,км=0 | |||||||
M=0 | 12650. | ||||||
0.1 | 11525. | 9940. | |||||
0.2 | 10720. | 9200. | 7900. | ||||
0.3 | 9950. | 8580. | 7300. | 6170. | |||
0.4 | 9300. | 8020. | 6900. | 5900. | 4890. | ||
0.5 | 8720. | 7670. | 6610. | 5730. | 4725. | 3790. | |
0.6 | 8500. | 7360. | 6420. | 5580. | 4640. | 3810. | 2830. |
0.7 | 7200. | 6270. | 5450. | 4630. | 3850. | 2900. | |
0.8 | 6150. | 5340. | 4620. | 3910. | 2950. | ||
0.85 | 5250. | 4620. | 3990. | 2995. |
Таблица 4.
Удельный расход топлива. (кг топлива) /(кГ тяги *час полёта).
H,км=0 | |||||||
M=0 | 0.355 | ||||||
0.1 | 0.388 | 0.380 | |||||
0.2 | 0.432 | 0.422 | 0.414 | ||||
0.3 | 0.478 | 0.469 | 0.462 | 0.454 | |||
0.4 | 0.532 | 0.518 | 0.505 | 0.495 | 0.487 | ||
0.5 | 0.600 | 0.568 | 0.553 | 0.537 | 0.525 | 0.517 | |
0.6 | 0.685 | 0.620 | 0.602 | 0.580 | 0.565 | 0.557 | 0.550 |
0.7 | 0.674 | 0.648 | 0.623 | 0.605 | 0.595 | 0.586 | |
0.8 | 0.695 | 0.665 | 0.645 | 0.630 | 0.618 | ||
0.85 | 0.686 | 0.665 | 0.645 | 0.634 |
Таблица 5.
Тяга "малого газа". , кГ.
H,км=0 | |||||||
M=0 | 1200. | ||||||
0.1 | 920. | 1200. | |||||
0.2 | 646. | 900. | 1190. | ||||
0.3 | 430. | 640. | 890. | 1180. | |||
0.4 | 260. | 420. | 630. | 900. | 1160. | ||
0.5 | 140. | 240. | 410. | 660. | 940. | 1140. | |
0.6 | 80. | 100. | 230. | 460. | 740. | 960. | 1120. |
0.7 | 60. | 90. | 300. | 560. | 800. | 970. | |
0.8 | 40. | 180. | 400. | 660. | 860. | ||
0.85 | 140. | 330. | 590. | 825. |