Лётно-технические характеристики гражданских воздушных судов
Автор: Oleg04 • Сентябрь 3, 2019 • Курсовая работа • 2,521 Слов (11 Страниц) • 572 Просмотры
Министерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России)
Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавиация)
ФГОУ ВПО «Санкт-Петербургский государственный
университет гражданской авиации»
Курсовая работа
по дисциплине «Аэродинамика и динамика полёта»
на тему «Лётно-технические характеристики гражданских воздушных судов»
Выполнил: студент 151гр.
Кушнарев В.В.
Проверил: Садовников Г.С.
Санкт-Петербург
2016
1.Расчёт летно-технических характеристик самолета при всех работающих двигателях
При расчёте лётных характеристик скоростного самолёта помимо поляр различных чисел М необходимо иметь ещё полётные поляры.
Совершая горизонтальный полёт с различными скоростями на одной и той же высоте, самолёт как бы переходит с одной поляры на другую. Из условий равновесия подъёмной силы [pic 1]и веса [pic 2]в горизонтальном полёте следует:
[pic 3],
где [pic 4][pic 5]на заданной высоте при неизменном весе самолёта величина
постоянная [pic 6] где [pic 7]
Из приведённой формулы следует, что в установленном горизонтальном полёте каждому числу [pic 8]соответствует определённый коэффициент подъёмной силы[pic 9].Зная высоту полёта [pic 10]для числа [pic 11]каждой имеющейся поляры, найдем соответствующие значения коэффициента [pic 12] по точкам на всех полярах, соответствующим [pic 13] и [pic 14], и получим полётные поляры для заданных высот Н.Таким же образом строятся поляры и для других высот.
1.1 Исходные данные
Таблица 1 (диапазон допустимых углов атаки и соответствующих им значений подъемной силы):
α0 | 0 | 2 | 4 | 6 | 8 | 10 | 14 | 16 | 18* |
Су | - 0,08 | 0,10 | 0,28 | 0,46 | 0,62 | 0,81 | 1,16 | 1,34 | 1,47* |
Таблица 2(значения коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления на различных числах М):
М= 0 – 0,9 | Су | 0 | 0,2 | 0,4 | 0,6 | 0,8 | 1,0 | 1,2 | 1,4 | 1,47* |
М ≤ 0,5 | Сх | 0,022 | 0,026 | 0,032 | 0,041 | 0,055 | 0,077 | 0,103 | 0,144 | 0,180 |
М = 0,6 | Сх | 0,022 | 0,026 | 0,032 | 0,043 | 0,061 | 0,093 | 0,136 | - | - |
М = 0,7 | Сх | 0,022 | 0,026 | 0,032 | 0,045 | 0,070 | 0,115 | - | - | - |
M = 0,8 | Сх | 0,027 | 0,028 | 0,038 | 0,055 | 0,095 | - | - | - | - |
М = 0,9 | Сх | 0,047 | 0,060 | 0,089 | 0,148 | - | - | - | - | - |
Таблица 3 (характеристики самолета ЯК-42,где S - площадь крыла самолета, L - размах крыла самолета, Р0,взл - тяга одного двигателя при взлетном режиме, Р0,ном - тяга одного двигателя при работе на номинальном режиме при V= 0, Н=0, Ммах доп - максимально допустимое число М при установившемся горизонтальном полете, qпред - предельный скоростной напор при горизонтальном полете, γдоп - допустимый угол крена, Gг – относительный вес топлива):
S ,м2 | L, м | Р0,взл.н | Р0,номн | Ммах доп | qпредн/м2 | γдоп* | Gг |
142 | 35 | 63000 | 54000 | 0,85 | 23000 | 30 | 0,25 |
...