Курсовая работа: Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124. Ан 124 реферат

Реферат Ан-124

Реферат на тему:

План:

Введение
• 1 История создания
• 2 Технические характеристики Ан-124
• 3 Модификации
• 4 Проекты
• 5 Состояние
• 6 Катастрофы
• 7 Технические характеристики
• 8 Уникальные грузы
• 9 Интересные факты
Примечания

Введение

Ан-124 («Руслан») (по кодификации НАТО: Condor — «Кондор») — советский/украино-российский транспортный самолёт, являющийся крупнейшим серийным транспортным самолётом в мире.

1. История создания

Самолёт Ан-124 «Руслан» создавался в первую очередь для воздушной транспортировки мобильных пусковых установок межконтинентальных баллистических ракет, таких как тягач МЗКТ-79221, а также для проведения крупномасштабных десантных воздушных перевозок личного состава, тяжёлой боевой техники и крупнотоннажных перевозок в интересах народного хозяйства. По большинству характеристик превосходит свой американский аналог C-5 "Гэлакси", с конца 60-х лидировавший в этом классе. Гражданский вариант самолёта может выполнять полёты на всех географических широтах и предназначен для перевозки грузов на большие расстояния.

Первый полёт опытный образец самолёта совершил 24 декабря 1982 года в Киеве. На вооружение военно-транспортной авиации СССР самолёт поступил в январе 1987 года. Серийно производился Ульяновским авиационным промышленным комплексом «АВИАСТАР» в 1984—2004 (2011-…фюзеляжи 2 самолётов стоят на заводе с 01.2010 и ждут когда возобновят производство, собраны на 50 %) годах и Киевским авиазаводом «АВИАНТ» в 1982—2003 годах.

Ан-124 авиакомпании «Волга-Днепр»

Ан-124 авиакомпании «Antonov Airlines»

В конце февраля 2006 в рамках программы модернизации и возобновления серийного производства самолётов Ан-124-100 на ульяновском предприятии «Авиастар» было решено открыть филиал АНТК им. Антонова. Однако спустя два месяца проект возобновления серийного производства был признан бесперспективным.

В октябре 2006 комитет по вопросам экономического сотрудничества украинско-российской комиссии Ющенко-Путин принял решение продолжить реализацию проекта самолёта Ан-124, имея в виду возможное возобновление серийного производства. В августе 2007 подписано соглашение о возобновлении серийного производства. Объявлено, что компания «Волга-Днепр» планирует до 2030 приобрести до 100 модернизированных Ан-124-100М-150[1]. Поставка двух первых машин планируется на 2013 год.

В июне 2008 Объединённая авиастроительная корпорация (ОАК) и Ernst & Young завершили подготовку бизнес-плана проекта по возобновлению производства самолётов Ан-124 «Руслан». В соответствии с этим документом для начала производства самолёта потребуется получить подтверждённые заказы не менее чем на 40 машин. «Сегодня спрос на самолёты есть, до 2030 года авиакомпаниям понадобится 71 лайнер», — говорит член правления ОАК Виктор Ливанов. В случае набора достаточного количества заказов самолёты будут производиться на ульяновском «Авиастаре» с 2012 года по одному-два лайнера в год. Также есть два недостроенных планера, которые будут достроены. В ближайшее время ожидается выведение из распоряжения Министерства обороны пяти машин. Стоимость нового Ан-124 сегодня составляет 150—160 млн долл[2].

Однако, в соответствии с новыми планами, производство должно возобновиться уже в 2010 году. Заказы на машины поступили со стороны Министерства обороны (3 самолёта) и авиакомпании Волга-Днепр (40 самолётов)[3].

Объём рынка оценивается в 82 машины. В настоящее время есть опционы на 61 самолёт, 52 из них намерена приобрести Россия. Среди возможных заказчиков называют Объединенные Арабские Эмираты и Кувейт.[4] 29 сентября президент Дмитрий Кива заявлял, что предприятие совместно с U.S.Aerospace допустили к участию в тендере Минобороны США на поставку самолетов-топливозаправщиков, общая сумма которого составляет $50 млрд. КБ «Антонов» представит на тендере три различные модели самолетов: Ан-124-KC, Ан-122-KC и Ан-112-KC. Как отмечают сами представители украинской компании, эти машины обладают рядом преимуществ. Например, их корпус более прочный; кроме того, эти самолеты могут осуществлять взлет и посадку на мокрое покрытие взлетно-посадочной полосы. Если контракт с КБ все же будет подписан, самолеты для ВВС США будут производиться на Украине, однако окончательная сборка будет осуществляться в США.[4]

2. Технические характеристики Ан-124

Самолёт построен по аэродинамической схеме турбореактивного четырёхмоторного высокоплана со стреловидным крылом и однокилевым оперением, оснащён авиадвигателями Д-18Т производства ОАО «Мотор Сич». Имеет две палубы: нижняя палуба — грузовая кабина; верхняя палуба — кабина экипажа, кабина сменного экипажа, кабина сопровождающих до 21 чел. Общий объём грузовой кабины составляет 1050 м³.

Ан-124 авиакомпании «Полёт»

Ан-124 закрывает передний люк на Гостомельском авиашоу 2010

Многостоечное шасси, снабженное 24 колесами, позволяет использовать самолет с грунтовых взлетно-посадочных полос, а также изменять стояночный клиренс и угол наклона фюзеляжа, что облегчает проведение погрузочно-разгрузочных работ.

Комплекс десантно-транспортного оборудования, бортовая система автоматизированного контроля технического состояния систем и оборудования на 1000 точек, две вспомогательные силовые установки с электрогенераторами и турбонасосами обеспечивают автономность эксплуатации. Особенностью конструкции самолета является наличие двух грузовых люков в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, что облегчает и ускоряет процессы загрузки и выгрузки грузов.

Грузовой отсек негерметичен, но может быть герметизирован. Над ним находится две герметичных кабины, (передняя — рабочие места экипажа и места отдыха сменного экипажа, 7+8 мест) и задняя (для лиц сопровождающих груз и технического состава, также там размещается рабочее место оператора погрузочно-разгрузочных работ № 1). Бортовое оборудование предназначено для выполнения транспортно-десантных задач днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, при противодействии ПВО противника, длительном отрыве от аэродрома основного базирования и включает: прицельно-навигационный пилотажный комплекс, типовой комплекс связи, десантно-транспортное оборудование (допускается десантирование только посадочным методом). Самолет Ан-124 состоит на вооружении ВВС России. Для военных перевозок самолет применялся во время боевых действий в Афганистане и в районе Персидского залива (для перевозки зенитно-ракетного комплекса «Пэтриот»).

Самолёт оснащён погрузочно-разгрузочным оборудованием, бортовыми передвижными кранами (БПК) общей грузоподъёмностью до 20 тонн, швартовочным оборудованием. Без специального разрешения допускается перевозить моногрузы весом до 50 тонн. Самолёт имеет систему централизованной заправки под давлением через четыре заправочные горловины, расположенные в левой и правой гондолах главных стоек шасси. Также, возможна заправка самотёком через две заливные горловины, расположенные на верхних частях правой и левой консолей крыла.

Ан-124 способен брать на борт до 440 парашютистов-десантников или 880 солдат с полным снаряжением. Однако начатые в 1989 году опыты по сбросу с самолета манекенов парашютистов заставили ввести ограничения на парашютное десантирование людей, обусловленные аэродинамическими факторами.

3. Модификации

• «Изделие 400» — рабочий шифр самолёта при проектировании и изготовлении
• Ан-124 — базовая модификация военно-транспортного самолёта
• Ан-124-100 — коммерческий транспортный самолёт
• Ан-124-100М — модификация самолёта Ан-124-100 с модернизированным бортовым РЭО и уменьшенным составом экипажа (от 4 до 8 человек)
• Ан-124-100М-150 — модификация самолёта Ан-124-100 с модернизированным бортовым РЭО и уменьшенным составом экипажа (от 4 до 8 человек). Он стоит 150 млн.долл. А его грузоподъёмность 150 тонн.
• Ан-124-300 — модернизированный Ан-124-100, находится в стадии разработки. Будет иметь усиленную конструкцию фюзеляжа и пола грузового отсека, изменено хвостовое оперение.Будут установлены новые двигатели тягой порядка 27-28 т.Будет увеличена грузоподъемность до 150 тонн.Дальность полета самолета составит 4 тыс. км при максимальной загрузке и 15 тыс. км без коммерческой нагрузки. Экипаж будет сокращен вдвое - до 3-4 человек. В настоящий момент поступили заказы на постройку 30 самолетов от «Волга-Днепр».

Ан-124 на серебряной монете 20 гривен

4. Проекты

• Ан-124-KC — топливозаправщик на базе Ан-124.

5. Состояние

Производство «Русланов» в России было остановлено в середине 1990-х годов.

10 декабря 2009 года Президент России Дмитрий Медведев отдал распоряжение Правительству России внести в государственную программу вооружения закупку 20 Ан-124 для ВВС России на период до 2020 года[5]. Также, до 2015 года будут модернизированы 22 Ан-124 ВТА министерства обороны Российской Федерации. Модернизация предусматривает обновление фюзеляжа и крыла, замену навигационной системы, шасси, авионики, некоторых бортовых блоков, увеличение грузоподъемности. По состоянию на 1 октября 2010 года, ВТА уже получила один модернизированный «Руслан», еще два находятся в стапелях производства окончательной сборки «Авиастар-СП».[6]

На 1 января 2006 года в Государственном реестре гражданских воздушных судов Российской Федерации числятся 25 самолётов этого типа. 24 (по другим данным 12[7]) самолётов также используется ВВС России.

Кроме того, по состоянию на 2007 год, Ан-124 эксплуатируют пять коммерческих компаний:

6. Катастрофы

По данным на декабрь 2010 года, разбилось 4 самолёта типа Ан-124[8].

7. Технические характеристики

Характеристики представлены для модификации Ан-124-100.

Технические характеристики

• Экипаж: 4-7 человек
• Инженерно-технический персонал: 7-9 человек
• Длина: 69,1 м
• Размах крыла: 73,3 м
• Высота: 21,1 м
• Площадь крыла: 628 м²
• Масса пустого: 173 000 кг
• Нормальная взлётная масса: 392 000 кг
• Масса полезной нагрузки: 120 000 кг (Ан-124), 150 000 кг (Ан-124-100)
• Массовая отдача: 58 %
• Максимальная взлётная масса: 402 000 кг
• Масса топлива во внутренних баках: 212 000 кг
• Силовая установка: 4 × ТРДД Д-18Т
  • + 2 ВСУ ТА-12, установленные в обтекателях шасси
• Тяга: 4 × 23430 кгс

• Назначенный ресурс: 6 000 часов
• Расход топлива: 12 600 кг/час (при максимальной коммерческой загрузке)

Габариты грузовой кабины

• Длина: 41,5 м
• Ширина: 6,4 м
• Высота: 4,4 м
• Объем грузового отсека: 1050 м³
• Размер грузовых люков:
  • передний: 6,4 м
  • задний: 4,4 м

Самолет имеет две палубы: нижняя палуба — грузовая кабина; верхняя палуба — кабина экипажа, кабина сменного экипажа, кабина сопровождающих до 21 чел. Лётные характеристики

• Максимальная скорость: 865 км/ч
• Крейсерская скорость: 800—850 км/ч
• Практическая дальность:  [9]
  • с грузом 150 т: 3 200 км
  • с грузом 120 т: 5 200 км
  • с грузом 40 т: 11 900 км
  • без груза: 14 400 км
• Перегоночная дальность: 15 700 км
• Практический потолок: 12 000 м
• Нагрузка на крыло: 365 кг/м²
• Тяговооружённость: 0,41
• Длина разбега:  
  • при максимальной взлётной массе: 3000 м
  • при нормальной взлетной массе: 2520 м
• Длина пробега: 900 м (при максимальной посадочной массе)

8. Уникальные грузы

• Первым использованием грузового потенциала самолета в гражданских целях стала доставка в декабре 1985 г. на опытном экземпляре «Руслана» 152-тонного карьерного самосвала «Юклид» из Владивостока в Полярный (Якутия). Машину перевозили в два рейса.
• 31 мая 1986 года на «Руслане» из Харькова в Ташкент было отправлено рабочее колесо гидротурбины диаметром 6 м и массой 80 т для Таш-Кумырской ГЭС. Через 20 дней по тому же маршруту перевезли и второе аналогичное колесо.
• В декабре 1988 г. после землетрясения в Армении среди прочих грузов экипаж А. В. Галуненко перевез на Ан-124 в зону бедствия 120-тонный кран «Либхерр».
• В мае 1992 г. из Эмиратов в Швейцарию на «Руслане» перевезли 52 тонны золота стоимостью 230 миллионов фунтов стерлингов.
• В 1993 г. Майкл Джексон перевез в Москву 310 т своих грузов на трех «Русланах»[10].
• В январе 2001 Ан-124 был использован для транспортирования 109-тонного локомотива из Канады в Ирландию.[11]
• Ан-124 использовался для возвращения Аксумского обелиска в Эфиопию в апреле 2005 года. Транспортировка была осуществлена в три этапа, во время каждого из них перевозили треть монумента общей массой 160 тонн и длиной 24 метра. В Аксуме пришлось модифицировать взлетную полосу для того, чтобы принять такой большой самолет.
• Весной 2011 года Ан-124 был использован для доставки в Японию гигантских насосов, произведенных компанией Putzmeister (нем.)русск.. Каждый насос установлен на 26-колесной автоплатформе и весит более 86 тонн. Насосы использовались для ликвидации аварии на японской АЭС Фукусима-1.[12]

9. Интересные факты

• Самолет исполнил роль лайнера-воздушного штаба Густава Грейвза — полковника Тан Зи Муна, в фильме Die Another Day. Тот самый лайнер на борту которого происходит действие последних 30 минут фильма. И который в последствии взрывает Джеймс Бонд.
• Самолет с бортовым номером RA-82072 использовался при съемках фильма Ширли-мырли. На тот момент он принадлежал ГТК «Россия».
• В игре Hitman: Contracts в третьей миссии на Камчатке в аэропорту, откуда агент 47 начинает задание, стоит Ан-124. В конце миссии 47 его угоняет.

Примечания

1. ↑ 12 lenta.ru, Россия и Украина договорились о серийном производстве «Русланов», 22 августа 2007 - www.lenta.ru/news/2007/08/22/ruslan/
2. rbcdaily.ru, «Руслану» дали второй шанс, 24 июня 2008 - www.rbcdaily.ru/2008/06/24/industry/354744
3. Снова за грузовик - www.expert.ru/articles/2009/12/25/snova_ruslan?esr=4
4. ↑ 12 «Руслан» будет жить на 20 лет дольше - news2000.com.ua/news/sobytija/v-ukraine/142734
5. Ан-124 влетает в оборонзаказ - www.kommersant.ru/doc.aspx?DocsID=1298196. КоммерсантЪ (24.12.2009).
6. Армс-Тасс - arms-tass.su/?page=article&aid=88891&cid=44
7. The Military Balance 2010.p.-228
8. Данные о катастрофах приведены по сайту http://www.airdisaster.ru - www.airdisaster.ru
9. ТТХ Ан-124 на сайте ОКБ Антонова. - www.antonov.com/products/air/transport/AN-124/its.xml
10. Уголок неба. Статья «Ан-124 Руслан» - ://www.airwar.ru/enc/craft/an124.html
11. The first flying train in history - www.heavyliftgroup.com/news/news_detail.asp?NewsID=561&UserID=40, The HeavyLift Group (2001-09-03).
12. http://www.lenta.ru/news/2011/04/09/pump/ - www.lenta.ru/news/2011/04/09/pump/ Ан-124 доставят в Японию гигантские насосы для охлаждения реакторов

wreferat.baza-referat.ru

Реферат Руслан (самолёт)

Реферат на тему:

План:

Введение
• 1 История создания
• 2 Технические характеристики Ан-124
• 3 Модификации
• 4 Проекты
• 5 Состояние
• 6 Катастрофы
• 7 Технические характеристики
• 8 Уникальные грузы
• 9 Интересные факты
Примечания

Введение

Ан-124 («Руслан») (по кодификации НАТО: Condor — «Кондор») — советский/украино-российский транспортный самолёт, являющийся крупнейшим серийным транспортным самолётом в мире.

1. История создания

Самолёт Ан-124 «Руслан» создавался в первую очередь для воздушной транспортировки мобильных пусковых установок межконтинентальных баллистических ракет, таких как тягач МЗКТ-79221, а также для проведения крупномасштабных десантных воздушных перевозок личного состава, тяжёлой боевой техники и крупнотоннажных перевозок в интересах народного хозяйства. По большинству характеристик превосходит свой американский аналог C-5 "Гэлакси", с конца 60-х лидировавший в этом классе. Гражданский вариант самолёта может выполнять полёты на всех географических широтах и предназначен для перевозки грузов на большие расстояния.

Первый полёт опытный образец самолёта совершил 24 декабря 1982 года в Киеве. На вооружение военно-транспортной авиации СССР самолёт поступил в январе 1987 года. Серийно производился Ульяновским авиационным промышленным комплексом «АВИАСТАР» в 1984—2004 (2011-…фюзеляжи 2 самолётов стоят на заводе с 01.2010 и ждут когда возобновят производство, собраны на 50 %) годах и Киевским авиазаводом «АВИАНТ» в 1982—2003 годах.

Ан-124 авиакомпании «Волга-Днепр»

Ан-124 авиакомпании «Antonov Airlines»

В конце февраля 2006 в рамках программы модернизации и возобновления серийного производства самолётов Ан-124-100 на ульяновском предприятии «Авиастар» было решено открыть филиал АНТК им. Антонова. Однако спустя два месяца проект возобновления серийного производства был признан бесперспективным.

В октябре 2006 комитет по вопросам экономического сотрудничества украинско-российской комиссии Ющенко-Путин принял решение продолжить реализацию проекта самолёта Ан-124, имея в виду возможное возобновление серийного производства. В августе 2007 подписано соглашение о возобновлении серийного производства. Объявлено, что компания «Волга-Днепр» планирует до 2030 приобрести до 100 модернизированных Ан-124-100М-150[1]. Поставка двух первых машин планируется на 2013 год.

В июне 2008 Объединённая авиастроительная корпорация (ОАК) и Ernst & Young завершили подготовку бизнес-плана проекта по возобновлению производства самолётов Ан-124 «Руслан». В соответствии с этим документом для начала производства самолёта потребуется получить подтверждённые заказы не менее чем на 40 машин. «Сегодня спрос на самолёты есть, до 2030 года авиакомпаниям понадобится 71 лайнер», — говорит член правления ОАК Виктор Ливанов. В случае набора достаточного количества заказов самолёты будут производиться на ульяновском «Авиастаре» с 2012 года по одному-два лайнера в год. Также есть два недостроенных планера, которые будут достроены. В ближайшее время ожидается выведение из распоряжения Министерства обороны пяти машин. Стоимость нового Ан-124 сегодня составляет 150—160 млн долл[2].

Однако, в соответствии с новыми планами, производство должно возобновиться уже в 2010 году. Заказы на машины поступили со стороны Министерства обороны (3 самолёта) и авиакомпании Волга-Днепр (40 самолётов)[3].

Объём рынка оценивается в 82 машины. В настоящее время есть опционы на 61 самолёт, 52 из них намерена приобрести Россия. Среди возможных заказчиков называют Объединенные Арабские Эмираты и Кувейт.[4] 29 сентября президент Дмитрий Кива заявлял, что предприятие совместно с U.S.Aerospace допустили к участию в тендере Минобороны США на поставку самолетов-топливозаправщиков, общая сумма которого составляет $50 млрд. КБ «Антонов» представит на тендере три различные модели самолетов: Ан-124-KC, Ан-122-KC и Ан-112-KC. Как отмечают сами представители украинской компании, эти машины обладают рядом преимуществ. Например, их корпус более прочный; кроме того, эти самолеты могут осуществлять взлет и посадку на мокрое покрытие взлетно-посадочной полосы. Если контракт с КБ все же будет подписан, самолеты для ВВС США будут производиться на Украине, однако окончательная сборка будет осуществляться в США.[4]

2. Технические характеристики Ан-124

Самолёт построен по аэродинамической схеме турбореактивного четырёхмоторного высокоплана со стреловидным крылом и однокилевым оперением, оснащён авиадвигателями Д-18Т производства ОАО «Мотор Сич». Имеет две палубы: нижняя палуба — грузовая кабина; верхняя палуба — кабина экипажа, кабина сменного экипажа, кабина сопровождающих до 21 чел. Общий объём грузовой кабины составляет 1050 м³.

Ан-124 авиакомпании «Полёт»

Ан-124 закрывает передний люк на Гостомельском авиашоу 2010

Многостоечное шасси, снабженное 24 колесами, позволяет использовать самолет с грунтовых взлетно-посадочных полос, а также изменять стояночный клиренс и угол наклона фюзеляжа, что облегчает проведение погрузочно-разгрузочных работ.

Комплекс десантно-транспортного оборудования, бортовая система автоматизированного контроля технического состояния систем и оборудования на 1000 точек, две вспомогательные силовые установки с электрогенераторами и турбонасосами обеспечивают автономность эксплуатации. Особенностью конструкции самолета является наличие двух грузовых люков в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, что облегчает и ускоряет процессы загрузки и выгрузки грузов.

Грузовой отсек негерметичен, но может быть герметизирован. Над ним находится две герметичных кабины, (передняя — рабочие места экипажа и места отдыха сменного экипажа, 7+8 мест) и задняя (для лиц сопровождающих груз и технического состава, также там размещается рабочее место оператора погрузочно-разгрузочных работ № 1). Бортовое оборудование предназначено для выполнения транспортно-десантных задач днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, при противодействии ПВО противника, длительном отрыве от аэродрома основного базирования и включает: прицельно-навигационный пилотажный комплекс, типовой комплекс связи, десантно-транспортное оборудование (допускается десантирование только посадочным методом). Самолет Ан-124 состоит на вооружении ВВС России. Для военных перевозок самолет применялся во время боевых действий в Афганистане и в районе Персидского залива (для перевозки зенитно-ракетного комплекса «Пэтриот»).

Самолёт оснащён погрузочно-разгрузочным оборудованием, бортовыми передвижными кранами (БПК) общей грузоподъёмностью до 20 тонн, швартовочным оборудованием. Без специального разрешения допускается перевозить моногрузы весом до 50 тонн. Самолёт имеет систему централизованной заправки под давлением через четыре заправочные горловины, расположенные в левой и правой гондолах главных стоек шасси. Также, возможна заправка самотёком через две заливные горловины, расположенные на верхних частях правой и левой консолей крыла.

Ан-124 способен брать на борт до 440 парашютистов-десантников или 880 солдат с полным снаряжением. Однако начатые в 1989 году опыты по сбросу с самолета манекенов парашютистов заставили ввести ограничения на парашютное десантирование людей, обусловленные аэродинамическими факторами.

3. Модификации

• «Изделие 400» — рабочий шифр самолёта при проектировании и изготовлении
• Ан-124 — базовая модификация военно-транспортного самолёта
• Ан-124-100 — коммерческий транспортный самолёт
• Ан-124-100М — модификация самолёта Ан-124-100 с модернизированным бортовым РЭО и уменьшенным составом экипажа (от 4 до 8 человек)
• Ан-124-100М-150 — модификация самолёта Ан-124-100 с модернизированным бортовым РЭО и уменьшенным составом экипажа (от 4 до 8 человек). Он стоит 150 млн.долл. А его грузоподъёмность 150 тонн.
• Ан-124-300 — модернизированный Ан-124-100, находится в стадии разработки. Будет иметь усиленную конструкцию фюзеляжа и пола грузового отсека, изменено хвостовое оперение.Будут установлены новые двигатели тягой порядка 27-28 т.Будет увеличена грузоподъемность до 150 тонн.Дальность полета самолета составит 4 тыс. км при максимальной загрузке и 15 тыс. км без коммерческой нагрузки. Экипаж будет сокращен вдвое - до 3-4 человек. В настоящий момент поступили заказы на постройку 30 самолетов от «Волга-Днепр».

Ан-124 на серебряной монете 20 гривен

4. Проекты

• Ан-124-KC — топливозаправщик на базе Ан-124.

5. Состояние

Производство «Русланов» в России было остановлено в середине 1990-х годов.

10 декабря 2009 года Президент России Дмитрий Медведев отдал распоряжение Правительству России внести в государственную программу вооружения закупку 20 Ан-124 для ВВС России на период до 2020 года[5]. Также, до 2015 года будут модернизированы 22 Ан-124 ВТА министерства обороны Российской Федерации. Модернизация предусматривает обновление фюзеляжа и крыла, замену навигационной системы, шасси, авионики, некоторых бортовых блоков, увеличение грузоподъемности. По состоянию на 1 октября 2010 года, ВТА уже получила один модернизированный «Руслан», еще два находятся в стапелях производства окончательной сборки «Авиастар-СП».[6]

На 1 января 2006 года в Государственном реестре гражданских воздушных судов Российской Федерации числятся 25 самолётов этого типа. 24 (по другим данным 12[7]) самолётов также используется ВВС России.

Кроме того, по состоянию на 2007 год, Ан-124 эксплуатируют пять коммерческих компаний:

6. Катастрофы

По данным на декабрь 2010 года, разбилось 4 самолёта типа Ан-124[8].

7. Технические характеристики

Характеристики представлены для модификации Ан-124-100.

Технические характеристики

• Экипаж: 4-7 человек
• Инженерно-технический персонал: 7-9 человек
• Длина: 69,1 м
• Размах крыла: 73,3 м
• Высота: 21,1 м
• Площадь крыла: 628 м²
• Масса пустого: 173 000 кг
• Нормальная взлётная масса: 392 000 кг
• Масса полезной нагрузки: 120 000 кг (Ан-124), 150 000 кг (Ан-124-100)
• Массовая отдача: 58 %
• Максимальная взлётная масса: 402 000 кг
• Масса топлива во внутренних баках: 212 000 кг
• Силовая установка: 4 × ТРДД Д-18Т
  • + 2 ВСУ ТА-12, установленные в обтекателях шасси
• Тяга: 4 × 23430 кгс

• Назначенный ресурс: 6 000 часов
• Расход топлива: 12 600 кг/час (при максимальной коммерческой загрузке)

Габариты грузовой кабины

• Длина: 41,5 м
• Ширина: 6,4 м
• Высота: 4,4 м
• Объем грузового отсека: 1050 м³
• Размер грузовых люков:
  • передний: 6,4 м
  • задний: 4,4 м

Самолет имеет две палубы: нижняя палуба — грузовая кабина; верхняя палуба — кабина экипажа, кабина сменного экипажа, кабина сопровождающих до 21 чел. Лётные характеристики

• Максимальная скорость: 865 км/ч
• Крейсерская скорость: 800—850 км/ч
• Практическая дальность:  [9]
  • с грузом 150 т: 3 200 км
  • с грузом 120 т: 5 200 км
  • с грузом 40 т: 11 900 км
  • без груза: 14 400 км
• Перегоночная дальность: 15 700 км
• Практический потолок: 12 000 м
• Нагрузка на крыло: 365 кг/м²
• Тяговооружённость: 0,41
• Длина разбега:  
  • при максимальной взлётной массе: 3000 м
  • при нормальной взлетной массе: 2520 м
• Длина пробега: 900 м (при максимальной посадочной массе)

8. Уникальные грузы

• Первым использованием грузового потенциала самолета в гражданских целях стала доставка в декабре 1985 г. на опытном экземпляре «Руслана» 152-тонного карьерного самосвала «Юклид» из Владивостока в Полярный (Якутия). Машину перевозили в два рейса.
• 31 мая 1986 года на «Руслане» из Харькова в Ташкент было отправлено рабочее колесо гидротурбины диаметром 6 м и массой 80 т для Таш-Кумырской ГЭС. Через 20 дней по тому же маршруту перевезли и второе аналогичное колесо.
• В декабре 1988 г. после землетрясения в Армении среди прочих грузов экипаж А. В. Галуненко перевез на Ан-124 в зону бедствия 120-тонный кран «Либхерр».
• В мае 1992 г. из Эмиратов в Швейцарию на «Руслане» перевезли 52 тонны золота стоимостью 230 миллионов фунтов стерлингов.
• В 1993 г. Майкл Джексон перевез в Москву 310 т своих грузов на трех «Русланах»[10].
• В январе 2001 Ан-124 был использован для транспортирования 109-тонного локомотива из Канады в Ирландию.[11]
• Ан-124 использовался для возвращения Аксумского обелиска в Эфиопию в апреле 2005 года. Транспортировка была осуществлена в три этапа, во время каждого из них перевозили треть монумента общей массой 160 тонн и длиной 24 метра. В Аксуме пришлось модифицировать взлетную полосу для того, чтобы принять такой большой самолет.
• Весной 2011 года Ан-124 был использован для доставки в Японию гигантских насосов, произведенных компанией Putzmeister (нем.)русск.. Каждый насос установлен на 26-колесной автоплатформе и весит более 86 тонн. Насосы использовались для ликвидации аварии на японской АЭС Фукусима-1.[12]

9. Интересные факты

• Самолет исполнил роль лайнера-воздушного штаба Густава Грейвза — полковника Тан Зи Муна, в фильме Die Another Day. Тот самый лайнер на борту которого происходит действие последних 30 минут фильма. И который в последствии взрывает Джеймс Бонд.
• Самолет с бортовым номером RA-82072 использовался при съемках фильма Ширли-мырли. На тот момент он принадлежал ГТК «Россия».
• В игре Hitman: Contracts в третьей миссии на Камчатке в аэропорту, откуда агент 47 начинает задание, стоит Ан-124. В конце миссии 47 его угоняет.

Примечания

1. ↑ 12 lenta.ru, Россия и Украина договорились о серийном производстве «Русланов», 22 августа 2007 - www.lenta.ru/news/2007/08/22/ruslan/
2. rbcdaily.ru, «Руслану» дали второй шанс, 24 июня 2008 - www.rbcdaily.ru/2008/06/24/industry/354744
3. Снова за грузовик - www.expert.ru/articles/2009/12/25/snova_ruslan?esr=4
4. ↑ 12 «Руслан» будет жить на 20 лет дольше - news2000.com.ua/news/sobytija/v-ukraine/142734
5. Ан-124 влетает в оборонзаказ - www.kommersant.ru/doc.aspx?DocsID=1298196. КоммерсантЪ (24.12.2009).
6. Армс-Тасс - arms-tass.su/?page=article&aid=88891&cid=44
7. The Military Balance 2010.p.-228
8. Данные о катастрофах приведены по сайту http://www.airdisaster.ru - www.airdisaster.ru
9. ТТХ Ан-124 на сайте ОКБ Антонова. - www.antonov.com/products/air/transport/AN-124/its.xml
10. Уголок неба. Статья «Ан-124 Руслан» - ://www.airwar.ru/enc/craft/an124.html
11. The first flying train in history - www.heavyliftgroup.com/news/news_detail.asp?NewsID=561&UserID=40, The HeavyLift Group (2001-09-03).
12. http://www.lenta.ru/news/2011/04/09/pump/ - www.lenta.ru/news/2011/04/09/pump/ Ан-124 доставят в Японию гигантские насосы для охлаждения реакторов

wreferat.baza-referat.ru

Самолет An 124 — курсовая работа

     Федеральное агентство по образованию

     Государственное образовательное учреждение

     высшего профессионального образования

     САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

     АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

     имени академика С.П. КОРОЛЕВА

     (Национально-исследовательский  институт)  

     Факультет летательных аппаратов

     Кафедра конструкции и проектирования летательных  аппаратов     

     Курсовой  проект

     Концептуальное  проектирование

     военно-транспортного  стратегического самолета    

     Выполнил  студент

     Д.В. Родионов   

     Самара  2010

      Реферат 

     Пояснительная записка: ___ стр., ___ рис., ___ табл., ___источников.

     Графическая документация: ___ л. A__. 

     ВЗЛЕТНАЯ  МАССА, ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА, КРЫЛО, ОПЕРЕНИЕ, САМОЛЕТ, ПРОЕКТИРОВАНИЕ, ТЯГОВООРУЖЕННОСТЬ, ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ШАССИ, ФЮЗЕЛЯЖ

     самолет транспортный военный

     Цель  работы — спроектировать военно-транспортный стратегический самолет с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км.

     В курсовом проекте определены тактико-технические  требования самолета, разработано техническое  предложение, выбрана схема самолета и определено наивыгоднейшее сочетание основных параметров самолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований, рассчитаны геометрические, весовые и энергетические характеристики самолета. Приведен эскиз модели спроектированного самолета.

      СОДЕРЖАНИЕ  

      ВВЕДЕНИЕ 

     Самолёты  относятся к классу летательных  аппаратов, использующих аэродинамический принцип полёта. Они расходуют  энергию запасенного топлива для создания движущей, подъёмной и управляющих сил с помощью воздушной среды. В настоящее время этот тип летательных аппаратов с огромным потенциалом дальнейшего развития, так как освоенная область скоростей и высот полёта, в которой возможна реализация аэродинамического принципа полёта, очень мала, а потребности общества в таких летательных аппаратах постоянно возрастают.

     В любом самолёте можно выделить ряд  функциональных подсистем, определяющих в совокупности его полезные свойства. Это подсистема создания подъёмной силы, подсистема, обеспечивающая устойчивость и управляемость самолёта на заданной траектории, подсистема обеспечения движущей силы, подсистемы обеспечения целевой функции, жизнеобеспечения, обеспечения управления и навигации в различных условиях полёта.

     Задачей проектирования является разработка схемы, структуры и конструкции будущего самолёта и составляющих его элементов, которая должна обеспечить при определённых ограничениях наиболее эффективное  выполнение поставленных целей. Решение этой задачи реализовывается в данной курсовой работе.

      1. Анализ проектной ситуации и разработка тактико-технических требований проектируемого самолета 

     1.1 Составление статистики 

     Статистические  таблицы, составляемые при разработке нового самолета, содержат введения об основных характеристиках и параметрах самолетов-прототипов, идентичных по назначению и условиям применения проектируемому самолету, и имеющих примерно одинаковую с ним, целевую нагрузку и дальность полета. В таблицу заносятся данные о 3–5 самолетах, с указанием страны и фирмы, выпустившей данный самолет, года выпуска, типа, количества двигателей, и их основных параметров. Приводятся массовые, геометрические, летно-технические параметры прототипов. Массовые, геометрические параметры представляются как в абсолютном, так и в относительном виде. К таблице приложены краткие описания, включенных в нее самолетов, с кратким указанием важнейших конструктивных особенностей, наиболее интересных идей и технических решений, использованных при разработке данного самолета. К описанию обязательно прикладывается схема самолета в трех проекциях, которая может использоваться для определения недостающих геометрических размеров. Содержание статистической таблицы показано в таблице 1. 

     Таблица 1 — Статистическая таблица

     Самолет Ан–124 «Руслан»

     Самолет предназначен для перевозки штатной  боевой и обеспечивающей техники  мотострелковой и воздушно-десантной  дивизии, парашютного десантирования грузов и боевой техники с расчетами (экипажами), перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов.

     Ан–124 выполнен по обычной для тяжелых  военно-транспортных самолетов схеме  высокоплана со стреловидным крылом сравнительно большого удлинения, однокилевым  хвостовым оперением и многоколесным убирающимся в полете шасси.

     Фюзеляж самолета разделен на две палубы. Верхняя  передняя палуба для размещения основного  и сменного экипажа и оборудования, верхняя задняя палуба для размещения людей, сопровождающих технику и грузы. Нижняя палуба непосредственно для размещения техники и грузов.

     Грузовая  кабина герметична и имеет передний (откидывающаяся носовая часть) и  задний грузовые люки. Кабина оборудована  бортовыми погрузочными кранами  и передвижными напольными электрическими лебедками.

     Многоколесное шасси оснащено системой приседания. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса.

     Силовая установка состоит из четырех  турбовентиляторных двигателей большой  степени двухконтурности Д-18Т. Кроме огромной мощности, эти двигатели отличаются малой массой, низким расходом топлива и невысоким уровнем шума. Дальность полета Ан-124 с максимальной нагрузкой 120 т составляет 5600 км, а с нагрузкой 40 т 11000 км. 

     Рисунок 1 — Схема самолета Ан-124 

     Самолет С–5B «Galaxy»

     Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением. Двигатели установлены на пилонах под крылом.

     Фюзеляж двухпалубный: в передней части верхней палубы, кроме кабины экипажа, предусмотрено место для отдыха 15 человек сменного персонала, а в задней части за кессоном крыла может быть размещено 75 сидений для перевозки личного состава. Нижняя палуба представляет собой грузовую кабину, которая может быть переоборудована для перевозки 270 солдат с вооружением.

     Четыре  двигателя располагаются в подкрыльных  гондолах на пилонах. В ходе программы модернизации на самолетах были установлены более совершенные двигатели TF 39-GE-1C.

     «Galaxy»  стал первым транспортным самолетом, изначально оснащенным системой дозаправки топливом в воздухе. Благодаря этому, он может  взлетать с минимальным запасом топлива, а затем принимать в воздухе порядка 90 тонн топлива.

     В 12 крыльевых баках C-5В размещается  до 150 819 кг топлива. 

     Рисунок 2 — Схема самолета С–5В

      Самолет С-17 «Globemaster III»

     Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением.

     Фюзеляж типа полумонокок со скошенной вверх  хвостовой частью, снизу которой  расположены два аэродинамических гребня. Грузовая кабина с задней грузовой рампой, на которой в полете может размещаться груз массой до 18,1 т. Рампа четырехсекционная с гидравлическим приводом устанавливается под различными углами наклона в зависимости от типа загружаемой в самолет техники. Грузовая кабина герметизирована, в ней могут перевозиться до 144 солдат с вооружением или 48 носилочных и 54 сидячих раненых. Нижняя часть фюзеляжа бронирована для защиты от стрелкового оружия.

     Четыре  двигателя ТРДД Р117-PW-100 располагаются  в подкрыльных гондолах на пилонах. Шасси трехопорное убирающееся с гидравлическим приводом и возможностью аварийного выпуска под действием силы тяжести. Длина двигателя 3,729 м, степень двухконтурности 6,0, сухая масса двигателя 3220кг, диаметр корпуса вентилятора 2,154 мм.

     Топливо размещается в баках общей  емкостью 102614 л. Имеется система  дозаправки топливом в полете.

     Рисунок 3 — Схема самолета С–17 «Globemaster III» 

     1.2 Разработка тактико-технических  требований 

     Тактико-технические  требования к проектируемому самолету определяют основные цели и задачи его создания, условия его применения, задают потребные значения основных параметров и характеристик самолета. Намечают условия его производства и эксплуатации. Все требования к проектируемому самолету подразделяются на несколько групп. 

     1.2.1 Функциональные  требования

1. назначение самолета: военно-транспортный стратегический самолет для перевозки военнослужащих и техники.
2. основные задачи, выполняемые базовым самолетом: перевозка военнослужащих, различных видов техники и грузов.
3. Варианты использования и возможные модификации самолета: использование для перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов, а также использование в качестве спасательного или санитарного самолета.
4. Состав целевой (коммерческой) нагрузки: военные техника и грузы, военнослужащие, люди, сопровождающие технику и грузы.
5. Состав экипажа: командир, второй пилот, бортинженер, два оператора погрузочно-разгрузочного оборудования, наблюдатель.
6. Степень автоматизации основных этапов полета: высокая, обеспечивается бортовыми системами автоматического управления.
7. Условия базирования, класс аэродрома, тип ВПП: аэродром класса 1, бетонированная ВПП.

     1.2.2 Общие технические  требования

     Эти требования определяют основные летные качества будущего самолета, его надежность и безопасность.

     Перечень  качественных требований указывает  самые важные свойства самолета, на которые при проектировании следует обращать внимание в первую очередь. Список требований:

     1) Высокая крейсерская скорость  полета;

     2) Быстрота погрузки и выгрузки;

     3) Возможность перевозки и десантирования  с воздуха легкой и средней  техники пехотной дивизии;

     4) Хорошие взлетно-посадочные характеристики  и возможность эксплуатации с  грунтовых аэродромов;

     5) Высокая топливная эффективность;

     6) Возможность автономной эксплуатации  с неподготовленных аэродромов;

     7) Удобство обслуживания и ремонта.

     Воспользуемся методом парных сравнений и результаты запишем в таблицу.

      Таблица 2 – Метод парных сравнений

myunivercity.ru

Дипломная работа - Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа — и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Студент группы 3ТС4ка-1 Ю.В.Евдокимова

Руководитель курсовой работы Г.А.Колыхалов

2006

Содержание

Введение

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников

Введение

Динамика полета — это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

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)

P cos (α + φ) = X + m g sin θ ;

Y + P sin (α + φ) = m g sin 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)

/>; />,

гдеρН — атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.

/>м/с; />,

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

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

sin θ = (Р-Рn) /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 су, 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

Страна

Экипаж

Число мест пассажиров

nж

nпас

СССР

6

-

Размах крыла

Площадь крыла

Стреловидность крыла

Относительная толщина крыла: корн. / концев.

Диаметр фюзеляжа

l,м

S, м2

χ0,25,град

/>

Dф, м

73,3

628

30

0,14 / 0,10

8,7

Число и тип двигателей

Взлётная тяга одного двигателя

Взлётная мощность одного двигателя

nдв

Ро, даН

Nо, кВт

4, ТРДД

23450

-

Взлетная масса самолёта

Масса пустого снаряженного самолёта

Платная нагрузка

Запас топлива

mо, кг

mп.сн., кг

mпл, кг

mт, кг

405000

25000

150000

230000

Дальность полёта

Крейсерская скорость

Крейсерская высота полёта

Скорость при заходе на посадку

Длина взлётной дорожки

Длина посадочной дорожки

L, км

Vкрейс, км/ч

H, км

Vзах, км/ч

Iвзл, м

Iпос, м

4500

800

11

200

2400

2400

Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

Геометрическая высота Н, м

Атмосферное давление Рн, Н/м

Температура Тн, К

Плотность ρн, кг/м3

Скорость звука ан, м/с

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

1,790

1,822

1,840

1,859

1,878

1,898

1,918

1

Р, Н

80751

74042

64538

61810

60975

60502

60402

60686

61338

2000м

0,927

Р, Н

74824

68608

59801

57273

56499

56061

55969

56232

56836

4000м

0,855

Р, Н

69070

63360

55211

52878

52166

51727

51673

51914

52473

6000м

0,787

Р, Н

63523

58272

50777

58630

47977

47601

47524

47745

48260

8000м

0,703

Р, Н

56757

52066

45369

43451

42867

42532

42463

42660

43120

11000м

0,625

Р, Н

50468

46297

40342

38636

38117

37817

37757

37933

38342

Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

Определение летно-технических характеристик самолета

Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vminтеор

/>, />, (1.13)

где СУ max = – коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Нi. Практически на Vminтеор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки.

Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin, полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу.

Таблица 5 – Минимальная скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мmin

0,31

0,35

0,4

0,45

0,52

0,65

Vmin

104,9

115,7

128,3

142,9

160,1

192,2

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax ~ Рnmin = m·g/Кmax. В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

Таблица 6 – Наивыгоднейшая скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мнв

0,39

0,41

0,45

0,53

0,60

0,69

Vнв

132,9

136,3

146,1

167,7

184,8

203,6

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Рn. Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр.

Таблица 7 – Крейсерская скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мкр

0,62

0,65

0,67

0,71

0,74

0,82

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А).

Таблица 8 – Максимальная скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мmax

0,71

0,75

0,76

0,76

0,76

0,75

Vmax

252,6

249,4

246,7

240,5

234,2

221,3

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vу связана со скоростью по траектории V соотношением:

Vу = (Р – Рn) V/m g = ΔP V/m g, (1.14)

Для каждой из высот полета построим графики зависимостей Vу от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 < Н < 11000пр строим график зависимости 1/ Vу max = f(H).

Площадь, ограниченная кривой 1/ Vу max, прямыми Н = 0, Н = Нпр и осью Н, определяем время набора высоты Нпр. Аналогично можно рассчитать и время снижения самолета, например, с крейсерской высоты полета.

Таблица 9 – Барограмма подъема

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Vу max(м/с)

3,65

3,20

2,80

1,83

1,20

0,70

1/ Vу max

0,27

0,31

0,36

0,55

0,83

1,43

Δt (мин)

0,0

9,0

11,2

15,2

23,0

37,7

tнаб(мин)

0,0

9,0

20,2

35,4

58,4

96,1

Барограмма подъема приведена в приложении В.

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим полета и возвращаться к нему после прекращения действия внешних возмущений. Самолет статически устойчив, если при малом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и моменты, направленные на восстановление исходного режима полета. Динамическая устойчивость характеризуется затуханием переходных процессов возмущенного движения.

Управляемостью самолета называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия летчика любой предусмотренный в процессе полета маневр при допустимых условиях. Балансировочными режимами называются режимы, при которых действующие на самолет силы и моменты уравновешены. Для достижения удовлетворительных показателей динамической устойчивости и управляемости требуется в первую очередь обеспечение статической устойчивости самолета.

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

САХ крыла является характерным отрезком хорды профиля крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и аэродинамического фокуса самолета. Величина САХ трапециевидного крыла определяется по формуле

/>(2.1)

/>м

Координаты носка САХ относительно носка центральной хорды вычисляется так

/>(2.2)

/>(2.3)

/>м

/>м

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента mz не зависит от угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки. Измеряется положение фокуса относительно САХ.

Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

При малых значениях угла атаки (коэффициента су) коэффициент mz линейно зависит от угла атаки α и су

/>(2.4)

где /> – степень продольной статической устойчивости,

/>(2.5)

/> – координаты центра тяжести самолета и фокуса относительно носка САХ в долях bА; /> — нулевой момент самолета.

/>= 2,5; /> = – 0,02

Для обеспечения продольной устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета находился позади центра тяжести, т.е. /><0.

Значение /> приближенно определяется соотношением

/>(2.6)

где /> – координата фокуса крыла;

/>(2.7)

Здесь /> – фокус профиля со средней толщиной крыла;

/>(2.8)

/> – изменение координаты фокуса от влияния сжимаемости воздуха в диапазоне чисел Маха М* < М < 1,2

/>;

/>

/> – сдвиг фокуса вследствие влияния фюзеляжа

/>(2.9)

Здесь kF = – 1,6 – коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа λФ и отношения хФ/lФ (хФ – координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; SФ – площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле/> = 473,2; />– производная су по α для соответствующего режима полета, 1/град;

/>

/> – сдвиг фокуса в долях bA для самолета классической схемы с хвостом ГО находится по формуле

/>(2.10)

Здесь LГО – плечо ГО, отсчитываемое от фокуса без ГО, определяемого координатой (хFкр + хFФ), до четверти средней хорды ГО; /> – производная сУ ГО по углу атаки; εα – производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 – 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

/>(2.11)

Здесь χη – коэффициент, учитывающий сужение крыла ηВ, определяется из выражения />; χх, χу – коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин />; /> по формулам

/>; />

Здесь уГО – вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; α – угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета α = αкр. = – 3,9

/>

/>

/>

/>

2.3 Расчет балансировочной кривой

Балансировочные кривые относятся к статическим характеристикам устойчивости и управляемости. Для расчета балансировочной кривой угла отклонения руля высоты в функции скорости (или числа М) используется упрощенное соотношение:

/>(2.12)

где nP – коэффициент эффективности руля высоты: />; SВ = 6 – площадь руля высоты.

/>

/>

Список использованных источников

1 Мхитарян А.М. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1976. – 448 с.

2 Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.

3 Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. – 39 с.

www.ronl.ru

Курсовая работа - Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа — и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Студент группы 3ТС4ка-1 Ю.В.Евдокимова

Руководитель курсовой работы Г.А.Колыхалов

2006

Содержание

Введение

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников

Введение

Динамика полета — это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

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)

P cos (α + φ) = X + m g sin θ ;

Y + P sin (α + φ) = m g sin 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)

/>; />,

гдеρН — атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.

/>м/с; />,

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

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

sin θ = (Р-Рn) /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 су, 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

Страна

Экипаж

Число мест пассажиров

nж

nпас

СССР

6

-

Размах крыла

Площадь крыла

Стреловидность крыла

Относительная толщина крыла: корн. / концев.

Диаметр фюзеляжа

l,м

S, м2

χ0,25,град

/>

Dф, м

73,3

628

30

0,14 / 0,10

8,7

Число и тип двигателей

Взлётная тяга одного двигателя

Взлётная мощность одного двигателя

nдв

Ро, даН

Nо, кВт

4, ТРДД

23450

-

Взлетная масса самолёта

Масса пустого снаряженного самолёта

Платная нагрузка

Запас топлива

mо, кг

mп.сн., кг

mпл, кг

mт, кг

405000

25000

150000

230000

Дальность полёта

Крейсерская скорость

Крейсерская высота полёта

Скорость при заходе на посадку

Длина взлётной дорожки

Длина посадочной дорожки

L, км

Vкрейс, км/ч

H, км

Vзах, км/ч

Iвзл, м

Iпос, м

4500

800

11

200

2400

2400

Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

Геометрическая высота Н, м

Атмосферное давление Рн, Н/м

Температура Тн, К

Плотность ρн, кг/м3

Скорость звука ан, м/с

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

1,790

1,822

1,840

1,859

1,878

1,898

1,918

1

Р, Н

80751

74042

64538

61810

60975

60502

60402

60686

61338

2000м

0,927

Р, Н

74824

68608

59801

57273

56499

56061

55969

56232

56836

4000м

0,855

Р, Н

69070

63360

55211

52878

52166

51727

51673

51914

52473

6000м

0,787

Р, Н

63523

58272

50777

58630

47977

47601

47524

47745

48260

8000м

0,703

Р, Н

56757

52066

45369

43451

42867

42532

42463

42660

43120

11000м

0,625

Р, Н

50468

46297

40342

38636

38117

37817

37757

37933

38342

Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

Определение летно-технических характеристик самолета

Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vminтеор

/>, />, (1.13)

где СУ max = – коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Нi. Практически на Vminтеор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки.

Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin, полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу.

Таблица 5 – Минимальная скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мmin

0,31

0,35

0,4

0,45

0,52

0,65

Vmin

104,9

115,7

128,3

142,9

160,1

192,2

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax ~ Рnmin = m·g/Кmax. В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

Таблица 6 – Наивыгоднейшая скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мнв

0,39

0,41

0,45

0,53

0,60

0,69

Vнв

132,9

136,3

146,1

167,7

184,8

203,6

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Рn. Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр.

Таблица 7 – Крейсерская скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мкр

0,62

0,65

0,67

0,71

0,74

0,82

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А).

Таблица 8 – Максимальная скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мmax

0,71

0,75

0,76

0,76

0,76

0,75

Vmax

252,6

249,4

246,7

240,5

234,2

221,3

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vу связана со скоростью по траектории V соотношением:

Vу = (Р – Рn) V/m g = ΔP V/m g, (1.14)

Для каждой из высот полета построим графики зависимостей Vу от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 < Н < 11000пр строим график зависимости 1/ Vу max = f(H).

Площадь, ограниченная кривой 1/ Vу max, прямыми Н = 0, Н = Нпр и осью Н, определяем время набора высоты Нпр. Аналогично можно рассчитать и время снижения самолета, например, с крейсерской высоты полета.

Таблица 9 – Барограмма подъема

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Vу max(м/с)

3,65

3,20

2,80

1,83

1,20

0,70

1/ Vу max

0,27

0,31

0,36

0,55

0,83

1,43

Δt (мин)

0,0

9,0

11,2

15,2

23,0

37,7

tнаб(мин)

0,0

9,0

20,2

35,4

58,4

96,1

Барограмма подъема приведена в приложении В.

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим полета и возвращаться к нему после прекращения действия внешних возмущений. Самолет статически устойчив, если при малом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и моменты, направленные на восстановление исходного режима полета. Динамическая устойчивость характеризуется затуханием переходных процессов возмущенного движения.

Управляемостью самолета называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия летчика любой предусмотренный в процессе полета маневр при допустимых условиях. Балансировочными режимами называются режимы, при которых действующие на самолет силы и моменты уравновешены. Для достижения удовлетворительных показателей динамической устойчивости и управляемости требуется в первую очередь обеспечение статической устойчивости самолета.

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

САХ крыла является характерным отрезком хорды профиля крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и аэродинамического фокуса самолета. Величина САХ трапециевидного крыла определяется по формуле

/>(2.1)

/>м

Координаты носка САХ относительно носка центральной хорды вычисляется так

/>(2.2)

/>(2.3)

/>м

/>м

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента mz не зависит от угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки. Измеряется положение фокуса относительно САХ.

Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

При малых значениях угла атаки (коэффициента су) коэффициент mz линейно зависит от угла атаки α и су

/>(2.4)

где /> – степень продольной статической устойчивости,

/>(2.5)

/> – координаты центра тяжести самолета и фокуса относительно носка САХ в долях bА; /> — нулевой момент самолета.

/>= 2,5; /> = – 0,02

Для обеспечения продольной устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета находился позади центра тяжести, т.е. /><0.

Значение /> приближенно определяется соотношением

/>(2.6)

где /> – координата фокуса крыла;

/>(2.7)

Здесь /> – фокус профиля со средней толщиной крыла;

/>(2.8)

/> – изменение координаты фокуса от влияния сжимаемости воздуха в диапазоне чисел Маха М* < М < 1,2

/>;

/>

/> – сдвиг фокуса вследствие влияния фюзеляжа

/>(2.9)

Здесь kF = – 1,6 – коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа λФ и отношения хФ/lФ (хФ – координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; SФ – площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле/> = 473,2; />– производная су по α для соответствующего режима полета, 1/град;

/>

/> – сдвиг фокуса в долях bA для самолета классической схемы с хвостом ГО находится по формуле

/>(2.10)

Здесь LГО – плечо ГО, отсчитываемое от фокуса без ГО, определяемого координатой (хFкр + хFФ), до четверти средней хорды ГО; /> – производная сУ ГО по углу атаки; εα – производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 – 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

/>(2.11)

Здесь χη – коэффициент, учитывающий сужение крыла ηВ, определяется из выражения />; χх, χу – коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин />; /> по формулам

/>; />

Здесь уГО – вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; α – угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета α = αкр. = – 3,9

/>

/>

/>

/>

2.3 Расчет балансировочной кривой

Балансировочные кривые относятся к статическим характеристикам устойчивости и управляемости. Для расчета балансировочной кривой угла отклонения руля высоты в функции скорости (или числа М) используется упрощенное соотношение:

/>(2.12)

где nP – коэффициент эффективности руля высоты: />; SВ = 6 – площадь руля высоты.

/>

/>

Список использованных источников

1 Мхитарян А.М. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1976. – 448 с.

2 Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.

3 Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. – 39 с.

www.ronl.ru

Реферат - Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа — и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Студент группы 3ТС4ка-1 Ю.В.Евдокимова

Руководитель курсовой работы Г.А.Колыхалов

2006

Содержание

Введение

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников

Введение

Динамика полета — это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

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)

P cos (α + φ) = X + m g sin θ ;

Y + P sin (α + φ) = m g sin 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)

/>; />,

гдеρН — атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.

/>м/с; />,

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

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

sin θ = (Р-Рn) /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 су, 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

Страна

Экипаж

Число мест пассажиров

nж

nпас

СССР

6

-

Размах крыла

Площадь крыла

Стреловидность крыла

Относительная толщина крыла: корн. / концев.

Диаметр фюзеляжа

l,м

S, м2

χ0,25,град

/>

Dф, м

73,3

628

30

0,14 / 0,10

8,7

Число и тип двигателей

Взлётная тяга одного двигателя

Взлётная мощность одного двигателя

nдв

Ро, даН

Nо, кВт

4, ТРДД

23450

-

Взлетная масса самолёта

Масса пустого снаряженного самолёта

Платная нагрузка

Запас топлива

mо, кг

mп.сн., кг

mпл, кг

mт, кг

405000

25000

150000

230000

Дальность полёта

Крейсерская скорость

Крейсерская высота полёта

Скорость при заходе на посадку

Длина взлётной дорожки

Длина посадочной дорожки

L, км

Vкрейс, км/ч

H, км

Vзах, км/ч

Iвзл, м

Iпос, м

4500

800

11

200

2400

2400

Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

Геометрическая высота Н, м

Атмосферное давление Рн, Н/м

Температура Тн, К

Плотность ρн, кг/м3

Скорость звука ан, м/с

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

1,790

1,822

1,840

1,859

1,878

1,898

1,918

1

Р, Н

80751

74042

64538

61810

60975

60502

60402

60686

61338

2000м

0,927

Р, Н

74824

68608

59801

57273

56499

56061

55969

56232

56836

4000м

0,855

Р, Н

69070

63360

55211

52878

52166

51727

51673

51914

52473

6000м

0,787

Р, Н

63523

58272

50777

58630

47977

47601

47524

47745

48260

8000м

0,703

Р, Н

56757

52066

45369

43451

42867

42532

42463

42660

43120

11000м

0,625

Р, Н

50468

46297

40342

38636

38117

37817

37757

37933

38342

Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

Определение летно-технических характеристик самолета

Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vminтеор

/>, />, (1.13)

где СУ max = – коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Нi. Практически на Vminтеор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки.

Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin, полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу.

Таблица 5 – Минимальная скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мmin

0,31

0,35

0,4

0,45

0,52

0,65

Vmin

104,9

115,7

128,3

142,9

160,1

192,2

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax ~ Рnmin = m·g/Кmax. В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

Таблица 6 – Наивыгоднейшая скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мнв

0,39

0,41

0,45

0,53

0,60

0,69

Vнв

132,9

136,3

146,1

167,7

184,8

203,6

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Рn. Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр.

Таблица 7 – Крейсерская скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мкр

0,62

0,65

0,67

0,71

0,74

0,82

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А).

Таблица 8 – Максимальная скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мmax

0,71

0,75

0,76

0,76

0,76

0,75

Vmax

252,6

249,4

246,7

240,5

234,2

221,3

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vу связана со скоростью по траектории V соотношением:

Vу = (Р – Рn) V/m g = ΔP V/m g, (1.14)

Для каждой из высот полета построим графики зависимостей Vу от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 < Н < 11000пр строим график зависимости 1/ Vу max = f(H).

Площадь, ограниченная кривой 1/ Vу max, прямыми Н = 0, Н = Нпр и осью Н, определяем время набора высоты Нпр. Аналогично можно рассчитать и время снижения самолета, например, с крейсерской высоты полета.

Таблица 9 – Барограмма подъема

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Vу max(м/с)

3,65

3,20

2,80

1,83

1,20

0,70

1/ Vу max

0,27

0,31

0,36

0,55

0,83

1,43

Δt (мин)

0,0

9,0

11,2

15,2

23,0

37,7

tнаб(мин)

0,0

9,0

20,2

35,4

58,4

96,1

Барограмма подъема приведена в приложении В.

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим полета и возвращаться к нему после прекращения действия внешних возмущений. Самолет статически устойчив, если при малом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и моменты, направленные на восстановление исходного режима полета. Динамическая устойчивость характеризуется затуханием переходных процессов возмущенного движения.

Управляемостью самолета называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия летчика любой предусмотренный в процессе полета маневр при допустимых условиях. Балансировочными режимами называются режимы, при которых действующие на самолет силы и моменты уравновешены. Для достижения удовлетворительных показателей динамической устойчивости и управляемости требуется в первую очередь обеспечение статической устойчивости самолета.

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

САХ крыла является характерным отрезком хорды профиля крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и аэродинамического фокуса самолета. Величина САХ трапециевидного крыла определяется по формуле

/>(2.1)

/>м

Координаты носка САХ относительно носка центральной хорды вычисляется так

/>(2.2)

/>(2.3)

/>м

/>м

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента mz не зависит от угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки. Измеряется положение фокуса относительно САХ.

Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

При малых значениях угла атаки (коэффициента су) коэффициент mz линейно зависит от угла атаки α и су

/>(2.4)

где /> – степень продольной статической устойчивости,

/>(2.5)

/> – координаты центра тяжести самолета и фокуса относительно носка САХ в долях bА; /> — нулевой момент самолета.

/>= 2,5; /> = – 0,02

Для обеспечения продольной устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета находился позади центра тяжести, т.е. /><0.

Значение /> приближенно определяется соотношением

/>(2.6)

где /> – координата фокуса крыла;

/>(2.7)

Здесь /> – фокус профиля со средней толщиной крыла;

/>(2.8)

/> – изменение координаты фокуса от влияния сжимаемости воздуха в диапазоне чисел Маха М* < М < 1,2

/>;

/>

/> – сдвиг фокуса вследствие влияния фюзеляжа

/>(2.9)

Здесь kF = – 1,6 – коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа λФ и отношения хФ/lФ (хФ – координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; SФ – площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле/> = 473,2; />– производная су по α для соответствующего режима полета, 1/град;

/>

/> – сдвиг фокуса в долях bA для самолета классической схемы с хвостом ГО находится по формуле

/>(2.10)

Здесь LГО – плечо ГО, отсчитываемое от фокуса без ГО, определяемого координатой (хFкр + хFФ), до четверти средней хорды ГО; /> – производная сУ ГО по углу атаки; εα – производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 – 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

/>(2.11)

Здесь χη – коэффициент, учитывающий сужение крыла ηВ, определяется из выражения />; χх, χу – коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин />; /> по формулам

/>; />

Здесь уГО – вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; α – угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета α = αкр. = – 3,9

/>

/>

/>

/>

2.3 Расчет балансировочной кривой

Балансировочные кривые относятся к статическим характеристикам устойчивости и управляемости. Для расчета балансировочной кривой угла отклонения руля высоты в функции скорости (или числа М) используется упрощенное соотношение:

/>(2.12)

где nP – коэффициент эффективности руля высоты: />; SВ = 6 – площадь руля высоты.

/>

/>

Список использованных источников

1 Мхитарян А.М. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1976. – 448 с.

2 Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.

3 Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. – 39 с.

www.ronl.ru

Доклад - Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа — и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Студент группы 3ТС4ка-1 Ю.В.Евдокимова

Руководитель курсовой работы Г.А.Колыхалов

2006

Содержание

Введение

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников

Введение

Динамика полета — это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

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)

P cos (α + φ) = X + m g sin θ ;

Y + P sin (α + φ) = m g sin 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)

/>; />,

гдеρН — атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.

/>м/с; />,

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

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

sin θ = (Р-Рn) /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 су, 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

Страна

Экипаж

Число мест пассажиров

nж

nпас

СССР

6

-

Размах крыла

Площадь крыла

Стреловидность крыла

Относительная толщина крыла: корн. / концев.

Диаметр фюзеляжа

l,м

S, м2

χ0,25,град

/>

Dф, м

73,3

628

30

0,14 / 0,10

8,7

Число и тип двигателей

Взлётная тяга одного двигателя

Взлётная мощность одного двигателя

nдв

Ро, даН

Nо, кВт

4, ТРДД

23450

-

Взлетная масса самолёта

Масса пустого снаряженного самолёта

Платная нагрузка

Запас топлива

mо, кг

mп.сн., кг

mпл, кг

mт, кг

405000

25000

150000

230000

Дальность полёта

Крейсерская скорость

Крейсерская высота полёта

Скорость при заходе на посадку

Длина взлётной дорожки

Длина посадочной дорожки

L, км

Vкрейс, км/ч

H, км

Vзах, км/ч

Iвзл, м

Iпос, м

4500

800

11

200

2400

2400

Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

Геометрическая высота Н, м

Атмосферное давление Рн, Н/м

Температура Тн, К

Плотность ρн, кг/м3

Скорость звука ан, м/с

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

1,790

1,822

1,840

1,859

1,878

1,898

1,918

1

Р, Н

80751

74042

64538

61810

60975

60502

60402

60686

61338

2000м

0,927

Р, Н

74824

68608

59801

57273

56499

56061

55969

56232

56836

4000м

0,855

Р, Н

69070

63360

55211

52878

52166

51727

51673

51914

52473

6000м

0,787

Р, Н

63523

58272

50777

58630

47977

47601

47524

47745

48260

8000м

0,703

Р, Н

56757

52066

45369

43451

42867

42532

42463

42660

43120

11000м

0,625

Р, Н

50468

46297

40342

38636

38117

37817

37757

37933

38342

Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

Определение летно-технических характеристик самолета

Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vminтеор

/>, />, (1.13)

где СУ max = – коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Нi. Практически на Vminтеор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки.

Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin, полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу.

Таблица 5 – Минимальная скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мmin

0,31

0,35

0,4

0,45

0,52

0,65

Vmin

104,9

115,7

128,3

142,9

160,1

192,2

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax ~ Рnmin = m·g/Кmax. В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

Таблица 6 – Наивыгоднейшая скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мнв

0,39

0,41

0,45

0,53

0,60

0,69

Vнв

132,9

136,3

146,1

167,7

184,8

203,6

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Рn. Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр.

Таблица 7 – Крейсерская скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мкр

0,62

0,65

0,67

0,71

0,74

0,82

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А).

Таблица 8 – Максимальная скорость полета

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Мmax

0,71

0,75

0,76

0,76

0,76

0,75

Vmax

252,6

249,4

246,7

240,5

234,2

221,3

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vу связана со скоростью по траектории V соотношением:

Vу = (Р – Рn) V/m g = ΔP V/m g, (1.14)

Для каждой из высот полета построим графики зависимостей Vу от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 < Н < 11000пр строим график зависимости 1/ Vу max = f(H).

Площадь, ограниченная кривой 1/ Vу max, прямыми Н = 0, Н = Нпр и осью Н, определяем время набора высоты Нпр. Аналогично можно рассчитать и время снижения самолета, например, с крейсерской высоты полета.

Таблица 9 – Барограмма подъема

Н, м

2000

4000

6000

8000

11000

Vу max(м/с)

3,65

3,20

2,80

1,83

1,20

0,70

1/ Vу max

0,27

0,31

0,36

0,55

0,83

1,43

Δt (мин)

0,0

9,0

11,2

15,2

23,0

37,7

tнаб(мин)

0,0

9,0

20,2

35,4

58,4

96,1

Барограмма подъема приведена в приложении В.

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим полета и возвращаться к нему после прекращения действия внешних возмущений. Самолет статически устойчив, если при малом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и моменты, направленные на восстановление исходного режима полета. Динамическая устойчивость характеризуется затуханием переходных процессов возмущенного движения.

Управляемостью самолета называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия летчика любой предусмотренный в процессе полета маневр при допустимых условиях. Балансировочными режимами называются режимы, при которых действующие на самолет силы и моменты уравновешены. Для достижения удовлетворительных показателей динамической устойчивости и управляемости требуется в первую очередь обеспечение статической устойчивости самолета.

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

САХ крыла является характерным отрезком хорды профиля крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и аэродинамического фокуса самолета. Величина САХ трапециевидного крыла определяется по формуле

/>(2.1)

/>м

Координаты носка САХ относительно носка центральной хорды вычисляется так

/>(2.2)

/>(2.3)

/>м

/>м

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента mz не зависит от угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки. Измеряется положение фокуса относительно САХ.

Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

При малых значениях угла атаки (коэффициента су) коэффициент mz линейно зависит от угла атаки α и су

/>(2.4)

где /> – степень продольной статической устойчивости,

/>(2.5)

/> – координаты центра тяжести самолета и фокуса относительно носка САХ в долях bА; /> — нулевой момент самолета.

/>= 2,5; /> = – 0,02

Для обеспечения продольной устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета находился позади центра тяжести, т.е. /><0.

Значение /> приближенно определяется соотношением

/>(2.6)

где /> – координата фокуса крыла;

/>(2.7)

Здесь /> – фокус профиля со средней толщиной крыла;

/>(2.8)

/> – изменение координаты фокуса от влияния сжимаемости воздуха в диапазоне чисел Маха М* < М < 1,2

/>;

/>

/> – сдвиг фокуса вследствие влияния фюзеляжа

/>(2.9)

Здесь kF = – 1,6 – коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа λФ и отношения хФ/lФ (хФ – координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; SФ – площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле/> = 473,2; />– производная су по α для соответствующего режима полета, 1/град;

/>

/> – сдвиг фокуса в долях bA для самолета классической схемы с хвостом ГО находится по формуле

/>(2.10)

Здесь LГО – плечо ГО, отсчитываемое от фокуса без ГО, определяемого координатой (хFкр + хFФ), до четверти средней хорды ГО; /> – производная сУ ГО по углу атаки; εα – производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 – 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

/>(2.11)

Здесь χη – коэффициент, учитывающий сужение крыла ηВ, определяется из выражения />; χх, χу – коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин />; /> по формулам

/>; />

Здесь уГО – вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; α – угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета α = αкр. = – 3,9

/>

/>

/>

/>

2.3 Расчет балансировочной кривой

Балансировочные кривые относятся к статическим характеристикам устойчивости и управляемости. Для расчета балансировочной кривой угла отклонения руля высоты в функции скорости (или числа М) используется упрощенное соотношение:

/>(2.12)

где nP – коэффициент эффективности руля высоты: />; SВ = 6 – площадь руля высоты.

/>

/>

Список использованных источников

1 Мхитарян А.М. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1976. – 448 с.

2 Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.

3 Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. – 39 с.

www.ronl.ru

Смотрите также

• 
  Амбодик максимович реферат
• 
  Реферат фз 149
• 
  Реферат радикалы свободные
• 
  Трудоустройство молодежи реферат
• 
  Термоядерный синтез реферат
• 
  Ргау мсха реферат
• 
  Реферат система оон
• 
  Реферат рыцарская культура
• 
  Реферат ргау мсха
• 
  Реферат веласкес диего
• 
  Про ураган реферат