Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 (стр. 1 из 3)

Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. Решение их позволяет определить летные характеристики самолета, характеризуемые диапазонами возможных скоростей и высот, скороподъемностью, дальностью, продолжительностью полета и т. д.

При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при этом самолет как материальную точку переменной массы. А при расчетах устойчивости и управляемости самолета его рассматривают как твердое тело.

Исходными данными для выполнения курсовой работы являются результаты курсовой работы по Аэродинамике «Расчёт аэродинамических характеристик самолёта Ан-124», его геометрические параметры, аэродинамические характеристики и крейсерские поляры.

Курсовая работа содержит расчеты, графики и рисунки, пояснения и обоснования расчета летно-технических характеристик, характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.

1. Аэродинамический расчет самолета

В задачу аэродинамического расчета входит определение, в зависимости от действующих на самолет внешних сил, кинематических параметров установившегося движения центра масс самолета, т.е. его летно-технических характеристик (ЛТХ). К ЛТХ относится максимальная скорость горизонтального установившегося полета на разных высотах, предельно возможная высота горизонтального полета, время подъема самолета на различные высоты (если движение при подъеме принимать как установившееся), дальность полета самолета и т.д.

Рассмотрим уравнения движения прямолинейного установившегося полета при наборе высоты без крена искольжения (вертикальная плоскость)

Pcos(α + φ) = X + mgsinθ ;

Y + Psin (α + φ) = mgsin θ, (1.1)

где α- угол между продольной осью Ох самолета и проекцией скорости V на плоскость симметрии самолета;

φ - угол между силой тяги двигателя Р и средней хордой крыла;

θ - угол наклона траектории образован направлением скорости V и местной горизонтальной плоскостью.

Так как в условиях решаемой задачи угол наклона траектории невелик (θ < 20˚), а угол (α + φ) относительно мал, то можно принять, что

P · cos (α + φ) = Р, P · sin (α + φ) = 0, cos θ = 1.

В этом случае уравнения движения примут вид

Р = X + m · g · sin · θ; Y = m ·g. (1.2)

Скорость или число M полета из второго уравнения

или

; (1.3)

;

где ρ_Н - атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.

м/с ;

Как видно, скорость полета, потребная при заданном значении с_у, в первом приближении (пренебрегаем составляющей силы тяги P · sin (α + φ)) не зависит от тяги двигателя, а значит, зависит только от значения с_у. Необходимое условие установившегося полета - равновесие моментов сил, действующих на самолет,- выполняется летчиком путем соответствующего отклонения руля высоты.

Из первого уравнения системы (1.2), имеем sinθ = (P-X)/m·g , где аэродинамическое сопротивление X принимая равным потребной тяге Р_n, получим

sinθ = (Р-Р_n) /m·g = Δρ/m·g(1.4)

Из (1.4) следует, что для того, чтобы выполнить полет по траектории, летчик должен посредством рычага управления двигателем обеспечить необходимую (располагаемую) силу тяги Р.

Таким образом, в первом приближении скорость полета зависит от значения с_у, а наклон траектории к горизонту - от величины силы тяги двигателя Р.

Сила тяги двигателя в общем случае зависит от скорости и высоты полета и от положения дросселя. Обычно эта зависимость (для наглядности) задается графически в виде сетки кривых Р(М,Н) или P(V,H) для различных положений дросселя или аналитически.

В основе всех методов аэродинамического расчета лежит сопоставление значения какого-либо параметра, потребного для осуществления выбранного режима полета, со значением этого же параметра, которое обеспечивает двигатель, т.е. располагаемой величиной параметра. Очевидно, равенство потребной и располагаемой величин выбранного параметра является условием установившегося движения. В качестве параметра можно выбрать, например, силу тяги или мощность, развиваемую двигателем, расход топлива и др.

Метод аэродинамического расчета, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг (метод тяг), построенный Н.Е.Жуковским, - основной метод аэродинамического расчета.

В методе тяг условием установившегося полета является равенство потребной и располагаемой сил тяги.

Таблица 1 – Исходные данные на самолёт Ан-124

Наименование параметров	Обозначение, размерность	Числовое значение
СтранаЭкипажЧисло мест пассажиров	n_жn_пас	СССР6-
Размах крылаПлощадь крылаСтреловидность крылаОтносительная толщина крыла: корн. / концев.Диаметр фюзеляжа	l, мS, м²χ_0,25, град D_ф, м	73,3628300,14 / 0,108,7
Число и тип двигателейВзлётная тяга одного двигателяВзлётная мощность одного двигателя	n_двР_о, даНN_о, кВт	4, ТРДД23450-
Взлетная масса самолётаМасса пустого снаряженного самолётаПлатная нагрузкаЗапас топлива	m_о, кгm_п.сн., кгm_пл, кгm_т, кг	40500025000150000230000
Дальность полётаКрейсерская скоростьКрейсерская высота полётаСкорость при заходе на посадкуДлина взлётной дорожкиДлина посадочной дорожки	L, кмV_крейс, км/чH, кмV_зах, км/чI_взл, мI_пос, м	45008001120024002400

Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

Геометрическая высота Н, м	Атмосферное давление Р_н, Н/м	Температура Т_н, К	Плотность ρ_н, кг/м³	Скорость звука а_н, м/с
0	103323,0	288,15	1,2492	340,28
2000	81065,0	275,14	1,0265	332,52
4000	62782,0	262,13	0,8356	324,56
6000	48144,0	249,13	0,6732	316,41
8000	36351,0	236,14	0,5363	308,05
11000	23137,0	216,66	0,3720	295,07

1.1 Расчет потребных тяг

Для горизонтального установившегося полета без крена и скольжения при условий, что угол α + φ мал, имеем следующую систему уравнений

Р = Х, Y = m·g. (1.5)

Из первого уравнения, являющегося условием постоянства скорости, следует, что в горизонтальном установившемся полете тяга равна лобовому сопротивлению и называется потребной тягой Р_n = X . Второе уравнение системы (1.5) - условие постоянства высоты полета.

Итак, потребная тяга определяется силой лобового сопротивления для установившегося горизонтального полета на высоте Н и можетбыть вычислена по формулам

или

; (1.6)

, (1.7)

где с_х - коэффициент аэродинамического сопротивления, берется с графика крейсерских поляр, полученных в РГЗпо аэродинамике для соответствующего числа М и режима полета, определяемого значением с_у . Последнее определяется по формуле (1.7) и зависит от полетной массы самолета , скорости М и высоты полета Н через плотность воздуха ρ_Н и скорость звука а_Н.