Расчет лётно – технических характеристик транспортного ВС

б) Длина разбега вычисляется  по приближенной формуле:

= 1727 м

Среднее значение тяги силовых установок  при работе их на взлетном режиме равно = = 720кН, где и - тяга силовых установок на исполнительном старте и при скорости отрыва.

- приведенный коэффициент  трения на разбеге, который  при разбеге по бетонной ВПП  равен 0,03

в) Длина разбега с  набором Lр.н. вычисляется по приближенной формуле:

Lву = 380 м

где V₂ – скорость самолета в конце взлетной дистанции (h = 10,7 м).

V₂ = 1,2 * Vmin_T= 1,2 *65,4=78,4м/с=282 км/ч

 

  , С_Xотр определяется по поляре для взлетной конфигурации, ;   С_Xотр=0,12

 

          

        

 

Где от

р- избыток  тяги в момент отрыва, = (P – X)₁₀ – избыток тяги в конце взлетной дистанции (h = 10,7 м) .

Величина лобового сопротивления  X определяется по полярам, построенным для взлетной конфигурации самолета.

г) Длина взлетной дистанции  определяется по формуле:

Lвзл = Lр + Lву = 1727+ 380 =2107 м

Схема взлета:

 

2.7 Определение посадочных характеристик в стандартных условиях

 

Расчет ведется для посадочной массы самолета:

_{= - 0,8( =} 370000 – 0,8*148000 = 251600кг

где ₌ 30-40% от взлетной массы воздушного судна.

_{= 0,4*}370000 = 148000кг

Требуется определить: скорость захода на посадку, посадочную скорость, длину  пробега, длину воздушного участка (складывается из длины предпосадочного  снижения, длины выравнивания и выдерживания) и посадочную дистанцию.

а)Величина посадочной скорости для всех типов ВС принимается как:

   ₌74,4м/с=267км/ч  (Сymax = 2.45).

б) Длина пробега вычисляется  по формуле:

Lпр = 1203 м

где – аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки, принимается 1 - 3°;Кст = 4.45

= 0,25 - приведенный коэффициент трения на пробеге.

в) Длина участка выравнивания и выдерживания определяется по формуле:

Lвв =  405 м

где h = 8 м – высота выравнивания

         = 1,3 * 62,1=80,7 м/с=290 км/ч- скорость в начале выравнивания

= 7 – среднее аэродинамическое качество на выравнивании и выдерживании.

 

г) Длина предпосадочного  снижения:

Lсн = (15 – h) = 150,5 м

где θ = 2°40` - угол наклона глиссады.

д) Длина воздушного участка:

Lву= Lсн + Lвв = 150,5 + 405 = 555,5

е) Длина посадочной дистанции:

Lпос = Lву+ Lпр = 555,5 + 1203 = 1758,5 м

Схема посадки:

 

 

 

 

 

3. Расчет  характеристик самолета при выполнении установившегося виража

 

Расчет  произведен при использовании основных соотношений между скоростью, тягой  на вираже в горизонтальном полёте, Н = 1 км.

 

 

 

 

 

 

 

 

Где V, P – скорость, потребная тяга в горизонтальном полёте.

Vв, Pв – аналоговые параметры на вираже.

По данным расчетов строим графики 

 

Таблица 17

Расчет  потребных тяг на вираже

Угол крена град	cos	ny	Vвнв,км/ч	Рв,кН	Rв, м	tв, с	Vсв, км/ч	Vmax, км/ч
0	1	1	560	270			350	810
	0,866	1,15	611	310,5	5053	187	375	868
45	0,707	1,41	676	380	3524	120	415	961
63	0,453	2,2	845	594	2810	76,6	519	1201

 

4. Результаты  расчетов. Выводы.

 

1.Произведенные  в курсовой работе расчеты  лётно–технических характеристик  самолета АН-124 с двигателями Д-18Т занесем в таблицу:

 

Таблица 18

Основные  летно-технические характеристики АН-124

Наименование летно-технических характеристик	Результаты расчета
Практический потолок, м	4000
Посадочная скорость, км/ч	267
Длина пробега, м	1203
Посадочная дистанция, м	1758,5
Скорость отрыва, км/ч	271
Длина разбега, м	1727
Взлетная дистанция, м	2107
Минимальный радиус виража на высоте, м	2810 (для  = 2,2 ед.)
Время виража, с	76,6 (для = 2,2 ед.)
Потребная взлетная тяга, кН	803

 

=3897950(0,016+ 0,19)=802977,7 Н

1.Таким образом, можно сделать вывод, что некоторые расчетные данные с определенными погрешностями схожи с реальными данными, взятыми из руководства. Но при этом при данной взлетной массе исходя из кривых Жуковского, практический потолок равен 4000 м., что значительно меньше заявленного в 11600 м. Еще необходимо отметить, что вираж с перегрузкой 2,2 ед., указанной в задании невозможен из-за нехватки тяги двигателей. По графику для виража максимальный крен равен 39 гр. и ограничивается предельным скоростным напором на высоте 1 км. Так же потребная взлетная тяга превышает располгаемую на 3 кН.

2.С изменением высоты полета график потребной и располагаемой тяги смещается по горизонтали (потребная тяга почти не изменяется а располагаемая уменьшается вследствие чего уменьшается диапазон скоростей), а с изменением полетной массы график смещается по вертикали (располагаемая тяга остается не изменой зато потребная изменяется, наблюдается прямая зависимость изменения потребной тяги от массы).

3.С увеличением высоты полета диапазон скоростей уменьшается

4.Основными причинами ограничения скоростей являются ограничения по числу маха, скоростному напору, вертикальной скорости и максимальной скорости. При увеличении высоты полета уменьшается плотность воздуха, что приводит к увеличению потребной скорости и уменьшению вертикальной скорости набора высоты. Характеристика набора высоты ухудшается из-за падения тяги двигателя

5.На  определенной высоте избыток  тяги уменьшается до нуля, поэтому  дальнейший набор высоты не  возможен.

6.При выполнении виража с креном до рост потребной тяги незначительный, а при крене более потребная тяга превышает располагаемую.

 

Список используемой литературы

1. Аэродинамика  и динамика полета магистральных  воздушных судов : методические  указания по выполнению курсовой  работы «Расчет летно-технических  характеристик транспортного воздушного  судна» / сост. Е.Н.Коврижных, В.П.  Бехтир, Ю.Н.Стариков. – Ульяновск:  УВАУ ГА(И), 2011. – 54 с.

2. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов. / Т.И.Лигум. – М.: Транспорт, 1979. – 319с.

3. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов. / Л.Ф.Николаев. – М.: Воздушный транспорт, 1991 – 392.

4. РЛЭ Ан-124

5. Практическая аэродинамика самолета АН-124М: учеб. / В.П. Бехтир, В.М. Ржевский, Е.Н. Коврижных, В.Х. Копысов – М.: Воздушный транспорт, 1997.