Министерство образования и науки Российской ФедерацииФедеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)» (СГАУ)РАСЧЁТ ЛЁТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТАСамара 2012УДК 629.7.015/0.75.8Методические указания предназначены для студентов, обучающихся по специальности «Самолётостроение». Излагается методика выполнения двух лабораторных работ по динамике полёта самолёта. Работы посвящены расчёту основных лётных характеристик самолёта с турбореактивными двигателями (ТРД). Соответствующий теоретических материал излагается в лекциях по курсу «Динамика полёта самолёта».Рецензенты:СоставительЦелью лабораторных работ 3 и 4 является овладение навыками расчёта лётных характеристик самолёта, освоение упрощённого метода тяг, излагаемого в курсе лекций, а также методики расчёта дальности крейсерского полёта и взлётно-посадочных характеристик самолёта.ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЛАБОРАТОРНЫХ РАБОТБазовым самолётом, применительно к которому проводятся расчёты, является самолёт Ту-154А [1]. В методических указаниях приведён общий вид самолёта (рисунок 1, а), дана сводка его основных геометрических и весовых данных, даны аэродинамические силовые характеристики самолёта в виде семейства полётных и взлётно-посадочных поляр, а также зависимостей – рисунок 1, б, в. Приведены также высотно-скоростные (силовые и расходные) характеристики двигателя – двухконтурного ТРД с малой степенью двухконтурности (рисунок 1, г, д).Характеристики стандартной атмосферы , , , для пяти расчётных высот: , 4 км, 8 км, 11 км, 13 км приведены в таблице Таблица 1 ( ).Каждый студент ведёт расчёт самостоятельно, согласно данным, соответствующим шифру варианта, который выдаётся преподавателем. Работы оформляются на специальном бланке, в который, при необходимости, вкладывается дополнительный лист миллиметровки. После сдачи зачёта по лабораторной работе бланк сдаётся преподавателю, но может выдаваться студенту по его желанию в период подготовки к экзамену.

---

Рисунок 1Самолёт Ту-154 (СССР) – пассажирский, реактивныйМасса взлётная 94000 кгМасса топлива 33000 кгМасса коммерческой нагрузки 18000 кгДлина самолёта 47,9 мРазмах крыла 37,55 мПлощадь крыла 180 м²Угол стреловидности 35°Средняя относительная толщина профиля крыла – 0,12.Двигатели: три двухконтурных ТРД – статистическая тяга на номинальном режиме – 3х95 кН; на взлётном (максимальном) режиме – 3х105 кН; при реверсе – 2х36 кН.Удельный расход топлива . Таблица 1

Высота , км	Относительная плотность	Скорость звука , м/с	Скоростной напор при , кН/м2
0	1,000	340	70,94
4	0,669	324	43,14
8	0,429	308	24,91
11	0,297	295	15,83
13	0,217	295	11,53

ВАРЬИРУЕМЫЕ ПАРАМЕТРЫСредняя полётная масса самолёта ;масса топлива, расходуемая на крейсерском участке, ;статистическая тяга .Номинальные значения параметров входят в состав исходных данных самолёта: , , .Посадочная масса рассчитывается по формуле

---

.В таблице 2 приведены варианты заданий.Таблица 2

Коэффициент	Номер позиции
	1	2	3	4	5
	0,90	0,85	0,80	0,75	0,70
	0,90	0,85	0,80	0,75	0,70
	1,05	1,03	1,00	0,87	0,95

Пример: шифр варианта – 135 – , , .Лабораторная работа 3 (4 часа)Расчёт диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полёта и скороподъёмности самолёта с ТРД упрощённым методом тяг1-е занятие (2 часа)Выбор расчётных высотПринять:  км.Выписать на бланк соответствующие значения .Определение максимального аэродинамического качестваМаксимальное аэродинамическое качество определяется графически, по поляре самолёта (см. рис. 1, б), соответствующей . Проводится касательная к поляре самолёта из начала координат, снимается в точке касания значение наивыгоднейшего коэффициента подъёмной силы и определяется . Числовые значения таковы:

---

Здесь же определяется максимальный коэффициент аэродинамической подъёмной силы самолёта при неотклонённой механизацииВыбор расчётных скоростей (чисел Маха)Предварительно рассчитывается минимальная скорость установившегося горизонтального полёта для : и наивыгоднейшая скорость установившегося горизонтального полётаПересчёт минимальной и наивыгоднейшей скоростей на другие высоты (до высоты порядка 10 км) производится согласно формуламЗамечание. На высотах  км минимальная скорость горизонтального полёта, как правило, определяется не коэффициентом , а уровнем располагаемой тяги ; наивыгоднейшая скорость лежит в околозвуковом диапазоне и точнее определяется графически, как точка минимума потребной тяги на кривой Н.Е. Жуковского.Полученные значения скоростей пересчитываются в числа Маха: . Дополнительно в расчёт включаются следующие числа Маха: 0,5; 0,7; 0,8; 0,9 (0,95). Окончательно для каждой высоты расчётными числами Маха будут: ; 0,5; ; 0,7; 0,8; 0,9; (0,95).Расчёт тяги, потребной для установившегося
горизонтального полёта самолётаПредварительно рассчитывается минимальная потребная тяга: .Расчёт потребных тяг для каждой высоты и скорости (числа  ) горизонтального установившегося полёта, проводится по схемеКоэффициент лобового сопротивления

---

снимается с графиков семейства полётных поляр самолёта для соответствующих чисел Маха. Первая кривая семейства условно считается «докритической» полярой и может использоваться для любого .Результаты расчёта оформляются в виде таблиц (табл. 3) для каждой высоты (всего получается четыре или пять таблиц).Таблица 3

			0,5	0,7	0,8	0,9	0,95
, м/с
	1,3	0,52
	0,15	0,036
	8,67	14,6

---

Смотрите также файлы

• Осы блім бойынша тест тапсыру.docx

• ОркуВаранка.docx

• Радиациялы баылау дістері.docx

• !Зерттеу нтижесі бойынша андай да бір топта ауруды алдын алу шін жргізілген гімеге дейін жне кейін шылым шегушілер лесі сйкесінше 15% жне 8% болды.docx

• Тестовые задания для подведения итогов усвояемости студентов (зачета) по дисциплине Основы научной методологии в образовании.docx