МИНИСТЕРСТВО НАУКИ И ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ АВТОНОМНОЕ

ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САМАРСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМЕНИ АКАДЕМИКА С.П. КОРОЛЁВА»

(САМАРСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

Институт авиационной и ракетно-космической техники

Кафедра динамики полёта и систем управления

РАСЧЁТНО-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовой работе по курсу «Динамика полёта самолёта» на тему

«Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости

дозвукового самолёта Ил-76»

Выполнил:

студент группы 1401-240507D

Конюхов А.А.

Руководитель работы:

доцент, к.т.н. Баяндина Т.А.

САМАРА, 2023

ЗАДАНИЕ

Студент

Конюхов А.А.

группа

1401-240507D

Руководитель работы

Доцент Баяндина Т.А.

Дата выдачи

08.09.2022 г.

Срок защиты

Самолет-прототип

Ил-76

тип

Транспортный

Страна

СССР

Взлетная масса, кг

157000

Масса сбрасываемой нагрузки, кг

0

Масса топлива, кг

35000

Размах крыла, м

50,5

Площадь крыла, м2

300

Угол стреловидности крыла по четверти хорд, град

25

Профиль крыла: серия

NACA-23012

;

средняя относительная толщина

0,12

%

Профиль оперения: серия

КВ-2С-12

;

средняя относительная толщина

0,12

%

Тип двигателя

ТРДД

Статическая тяга (мощность) двигателя,

при Н=0 и М=0:

4 118000

H

Удельный расход топлива двигателя при Н=0 и М=0:

0,0585

, кг/(Н час)

---

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка: 47 страниц, 87 формул, 16 рисунков, 17 таблиц, 7 источников.

ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ДИАПОЗОН ВЫСОТ И СКОРОСТЕЙ, ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЁТА, СКОРОПОДЪЁМНОСТЬ, РАСПОЛАГАЕМЫЙ ЗАПАС ТОПЛИВА, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЁТА, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ФОКУС, ГЕОМЕТРИЧСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, БАЛАНСИРОВОЧНАЯ КРИВАЯ.
В работе проведён расчёт лётных характеристик самолёта Ил-76, определены диапазоны высот и скоростей установившегося горизонтального полета с учётом эксплуатационных ограничений, скороподъемность, теоретический и практический потолки, дальность и продолжительность полета, взлётные и посадочные характеристики, построены графики лётных характеристик, рассчитан статический момент тангажа, построены балансировочные кривые. Сделан вывод о характеристиках рассчитываемого самолёта.

СОДЕРЖАНИЕ

---

ВВЕДЕНИЕ

Ил-76 — (по кодификации НАТО: Candid — англ. искренний, прямой) советский тяжёлый военно-транспортный самолёт, разработанный в ОКБ Ильюшина по проекту и под руководством академика Г. В. Новожилова. Серийно производился в Узбекистане, на Ташкентском авиационном производственном объединении имени В. П. Чкалова. Производство перенесено на ульяновский «Авиастар-СП».

Ил-76 предназначен для транспортировки и десантирования личного состава, техники и грузов различного назначения. Является первым в истории СССР военно-транспортным самолётом с турбореактивными двигателями. Самолёт способен доставлять грузы максимальной массой 28—60 т на расстояние 3600—4200 км с крейсерской скоростью 770—800 км/ч (максимальная масса перевозимого груза и дальность полёта зависит от модификации).

Все кабины Ил-76 герметизированы, что даёт возможность перевозить 167 (в двухпалубном варианте — 245) солдат с личным оружием или обеспечить выброс 126 человек десантной группы. Самолёт может транспортировать всю номенклатуру боевой техники воздушно-десантных подразделений. Один Ил-76 может десантировать парашютным способом, на десантных платформах, три единицы техники (БМД-1, БМД-2, БТР-Д или ГАЗ-66) или четыре единицы посадочным способом. Также, может перевозить большую часть техники мотострелковых дивизий.

---

Грузовая кабина имеет размеры 24,5 м в длину (из которых 4,5 приходится на рампу), 3,46 м в ширину и 3,4 м в высоту. Самолёт способен брать на борт до 90 000 л топлива и преодолевать расстояние до 6700 км со средним расходом топлива 9 т/час.

Длина разбега на взлёте составляет 1500—2000 м, а пробег при посадке 930—1000 м. [1].
1 Расчет лётных характеристик самолет
1.1 Исходные данные

Исходные данные для расчёта лётных характеристик самолёта представлены в таблице 1. Аэродинамические силовые характеристики заданы в задании в виде поляр и зависимостей для полётной, взлётной и посадочной конфигураций самолета.

Таблица 1 – Исходные данные

Масса, кг			Площадь крыла,		Удельный расход топлива при , ,		Двигатели: 4 ТРДД
Взлётная,	Топлива,	S				Статическая тяга, , Н
157000	35000	300		0,0585

1.2 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг

Чтобы рассчитать диапазон высот и скоростей, необходимо построить диаграммы потребных и располагаемых тяг для различных высот и скоростей при средней полетной массе самолета. Средняя масса находится по формуле (1)





Зададимся несколькими расчётными высотами: 0, 2, 4, 8, 10 и 11 км. Зададимся значениями чисел Маха от

---

до максимальной величины M, для которой определена лётная поляра самолета. Для расчёта чисел М потребуются данные, представленные в таблице 2.


Таблица 2 – Вспомогательные данные для расчёта числа М

Высота H, км	Относительная плотность ,	Скорость звука	Скоростной напор при
0	1,000	340	70,94
2	0,822	332	55,73
4	0,669	324	43,14
8	0,429	308	24,91
10	0,337	299	18,50
11	0,297	295	15,83

Минимальное число Маха установившегося горизонтального полета определяется по формуле (2)



где максимальный коэффициент аэродинамической подъёмной силы, который находится по полётной поляре. .

Для каждой высоты и различных чисел Mопределяются потребные и располагаемые тяги по формулам 3-4:



где – аэродинамическое качество, определяемое по полярам самолёта



где

---

Смотрите также файлы

• Объем от 600 слов (не считая сносок!) Дедлайн.docx

• Значение и история фамилии Чугайнов.docx

• Практическая работа к теме Доверие к государству.docx

• Толкование договора.pptx

• Название философского направления.docx