методические указания Динамика полета (564211)
Текст из файла
МОСКОВСКИЙ ОРДЕНА ЛЕНИНА И ОРДЕНА ОКТЯБРЬСКОЙ РЕВОЛЮЦИИАВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ имени СЕРГО ОРДЖОНИКИДЗЕ________________КАФЕДРА ДИНАМИКИ И УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ___________________________________________________________________________УТВЕРЖДАЮ:Заведующий кафедрой 106_________________________“___”_______________200 г.М Е Т О Д И Ч Е С К И Е У К А З А Н И ЯК ВЫПОЛНЕНИЮ КУРСОВОЙ РАБОТЫ ПО ДИНАМИКЕ ПОЛЕТАДля студентов специальности 0535Исполнительдоц. Сурин В.П.Электронную копию подготовили студенты группы 01-2-14Карасев, Северинов, Шоя2002/03 уч.годСОДЕРЖАНИЕ1.
Общие положения1.1. Цель курсовой работы1.2. Содержание и объем курсовой работы1.3. Задание на курсовую работу1.4. Оформление курсовой работы2. Порядок выполнения разделов курсовой работы. Основные расчетные соотношения2.1. Исходные данные2.2. Расчет летно-технических характеристик самолета2.3. Расчет траектории полета2.4. Расчет диаграммы транспортных возможностей неманевренного самолета2.5. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета2.6. Расчет характеристик маневренности самолета2.7.
Расчет характеристик продольной, статической устойчивости и управляемости3. Литература4. Приложение1.ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ1.1. Цель курсовой работыКурсовая работа по дисциплине «Динамика полета» выполняется в 8-ом семестрестудентами, обучающимися по специальности 0535. Целью курсовой работы являетсязакрепление и систематизация знаний по динамике полета, а такжеовладениенавыками инженерной работы в части расчета летных и пилотажных характеристиксамолета.1.2.
Содержание и объем курсовой работыКурсовая работа включает следующие разделы:1. Исходные данные.2. Расчет летно-технических характеристик.3. Расчет траектории полета.4. Расчет диаграммы транспортных возможностей неманевренного самолета.5. Расчет взлетно-посадочных характеристик.6. Расчет характеристик маневренности.7. Расчет характеристик продольной, статической устойчивости и управляемости.Общая трудоемкость курсовой работы составляет 50–60 часов. Содержание ипорядок выполнения отдельных разделов курсовой работы для неманевренного иманевренного (ограниченно-маневренного) самолетов несколько различаются приравной общей трудоемкости работы.1.3.
Задание на курсовую работуЗадание на курсовую работу выдается индивидуально каждому студенту исодержит следующие исходные данные:- основные проектные параметры самолета и ограничения режимов полета;- аэродинамические характеристики самолета и его отдельных компоновочныхгрупп для полетной, взлетной и посадочной конфигурации;- высотно-скоростные и дроссельные характеристики двигателя.Самолеты разбиты на три класса: неманевренные дозвуковые, маневренные иограниченно-маневренные сверхзвуковые самолеты. Для данных классов самолетовприведены типовые аэродинамические и двигательные характеристики [1] (см.Приложение: рис..№№ 1…15).
В таблице П1 указаны варианты заданий.По согласованию с преподавателем студент может выполнять проект поиндивидуальному заданию с применением ЭВМ при обязательном составлениипрограммы и «ручной» проверке контрольных точек. Использование готовых программне допускается.1.4. Оформление курсовой работыКурсовая работа оформляется в виде отчета и содержит:- титульный лист (см.Приложение),- реферат,- оглавление,- разделы курсовой работы,- заключение,- список литературы.В реферате (1/2 стр.) дается аннотация проделанной работы.
В заключенииприводится перечень основных ЛТХ и ВПХ, рассчитанных в курсовой работе. Делаетсявывод о соответствии полученных данных характеристикам прототипа, из книги [4](стр. 606).Все графики в отчете выполняются карандашом на миллиметровой бумаге ссоблюдением стандартных масштабов.При оценке ритмичности работы студента засчитывается:25% – разделы 1,250% – разделы 1,2,375% – разделы 1,…,5100% – разделы 1,…,7Защита – оформленный отчет в соответствии с указанными требованиями.2.
ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ ОТДЕЛЬНЫХ РАЗДЕЛОВ КУРСОВОЙ РАБОТЫ.ОСНОВНЫЕ РАСЧЕТНЫЕ СООТНОШЕНИЯ2.1. Исходные данныеПрежде чем приступить к выполнению расчетов необходимо в соответствии сзаданием выписать из таблицы№ П1 приложения строчку, характеризующуюосновные проектные параметры самолета-прототипа и ограничения режимов полета.Далее для рассматриваемого типа самолета построить зависимость от числа Маэродинамических характеристик самолета, а также зависимости от числа М и высотыH высотно-скоростных и дроссельных характеристик силовой установки (см.Приложение).2.1.1. Аэродинамические характеристикиДлярасчетаЛТХтребуются(C xa C y a , Mзависимости:),C ya (α , M ) , C yдоп ( M ) .В линейном диапазоне изменения углов атаки аэродинамические характеристикипредставляются в виде()C x C y , M = Cx m ( M ) + A ( M ) ⎡⎣C y − C ym ( M ) ⎤⎦2αC y (α , M ) = C y ( M ) ⎡⎣α − α 0 ( M )⎤⎦где(1)Cx m – минимальный коэффициент лобового сопротивления; A – отвал поляры;Cy m -коэффициент подъемной силы при C x = Cx m ; C αy – производная коэффициентаподъемной силы по углу атаки; α 0 - угол атаки при Cy = 0 .Вприложениинарис.П1….П6приведенытиповыеаэродинамическиехарактеристики для трех классов самолетов [4]:самолет № 1 – неманевренный (χ = 350 ) ; самолет № 2 – ограниченно маневренный(χ = 50 − 70 ); самолет № 3 – маневренный (χ = 40 − 45 ).00Аэродинамические характеристики даны для полетной, взлетной и посадочнойконфигураций.
На зависимостях C y (α ) (для взлетной и посадочной конфигурации)указаны значения коэффициента подъемной силы начала сваливания C y св .На рис. П14, П15 даны аэродинамические характеристики отдельныхкомпоновочных групп самолета для расчета продольной статической устойчивости иуправляемости.2.1.2. Высотно-скоростные и дроссельные характеристики двигателяВысотно-скоростные характеристики определяют зависимости тяги и удельногочасового расхода топлива от скорости (числа М) и высоты при фиксированном режимеработы двигателя( P ( M , H ) , Ce ( M , H ) ) .Режим работы двигателя определяетсячастотой вращения ротора турбины (компрессора).К дроссельным характеристикам относятся зависимости тяги и удельногочасового расхода топлива от режима работы двигателя.В приложении на рисунках П7…П13 [4] для стандартных условий приведенытиповые высотно-скоростные и дроссельные характеристики двух двигателей: ТРДД№1 для неманевренного самолета; ТРДД №2 для ограниченно-маневренного иманевренного самолетов.
ТРДД №1 дозвуковой двухконтурный ТРД со степеньюдвухконтурности m=1…3 и степенью сжатия π*к=15…19. ТРДД №2 – сверхзвуковойдвухконтурный ТРД с форсажной камерой (m=0.5…1; π*к=20…25).Высотно-скоростные характеристики даны для высот H≤11 км. На высотах Н>11км тяга двигателя изменяется пропорционально давлению атмосферы, а удельныйчасовой расход топлива от высоты не зависит:P( M , H ) = P11 ( M )pH;p11Ce ( M , H ) = Ce11 ( M ) ,где P11 ( M ) , Ce ( M ) – скоростные характеристики на высоте Н=11 км; pH , p11 –11давление на заданной высоте (Н>11 км) и высоте Н=11 км.Высотно-скоростные характеристики приведены для режимов: «номинал»(ТРДД №1); «максимал» и «полный форсаж» (ТРДД №2).На режиме малого газа двигателя удельный часовой расход топлива составляетдля заданного режима полета (М,Н):PМГ = (0,05...0,06) PH ( M ), Ce МГ = (1,8...2,2)Ce H ( M )На взлетном режиме (для ТРДД №1):PВЗЛ = (1,2...1,3) PH , Ce ВЗЛ = (1,03...1,05)Ce H ( M )В режиме реверса тяги:Ce рев = (1,01...1,02)CeHPрев = (0,35...0,45) PHn ревnдвn ревn двДроссельные характеристики осреднены по высотам и числам Маха ипредставлены на рис.
П9, П13 обобщенными зависимостями относительного часовогорасхода топлива от относительной тяги (коэффициента дросселирования R ).Ниже приведены формулы для вычисления тяги двигателя и удельного часовогорасхода топлива при использовании приведенных в приложении характеристик.1. Номинальный (максимальный) режим:~PH ( M ) ( M , H ) = P OH ( M ) ⋅ m 0 g ⋅ PH ( M ) ( H , M ) [H](2)кгCeH ( M ) ( M , H , R ) = CeOH ( M ) ⋅ Ce] (3)H ( M ) ( M , H ) ⋅ CeH ( M ) др ( RH ( M ) ) [н⋅ч2.Форсажный режим:PФ ( M , H ) = POH ( M ) ⋅ m0 g ⋅ PФ ( H , M ) [H] ( M , H ) ⋅ Ce ( R ) ⎡ кг ⎤CeФ ( M , H , R ) = CeOM ⋅ CeФФдр Ф ⎢⎣ Н ⋅ ч ⎥⎦(4)где POH ( M ) , CeOH ( M ) – начальные значения тяговооруженности и удельного часовогорасхода топлива при Н=0 М=0 на номинальном (максимальном) режиме (приведены втаблице П1), m 0 – взлетная масса самолета (таб.П1), PH ( M ) ( H , M ), Pχ ( M , H ), ( M , H ) – высотно-скоростные характеристики на номинальномCeH ( M ) ( M , H ), CeФ(максимальном) и форсажном режимах (см.
Характеристики
Тип файла PDF
PDF-формат наиболее широко используется для просмотра любого типа файлов на любом устройстве. В него можно сохранить документ, таблицы, презентацию, текст, чертежи, вычисления, графики и всё остальное, что можно показать на экране любого устройства. Именно его лучше всего использовать для печати.
Например, если Вам нужно распечатать чертёж из автокада, Вы сохраните чертёж на флешку, но будет ли автокад в пункте печати? А если будет, то нужная версия с нужными библиотеками? Именно для этого и нужен формат PDF - в нём точно будет показано верно вне зависимости от того, в какой программе создали PDF-файл и есть ли нужная программа для его просмотра.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
