Курсовая работа по учебной дисциплине «Аэродинамика» на тему: «Расчет летно-технических характеристик самолета при всех работающих двигателях» (стр. 4 )

Таблица 14.  Изменение (ДP · V)max, Vymax, Vнвнаб с высотой 

Параметры	(ДP · V)max	Vymax, м/с	Vнвнаб, км/ч
Н1=0	16722222	17,9	430
Н2=5	1399999	15	560
Н3=8	1099999	11	660
Н4=10	833333	8	750

Рис. 6  График для определения наивыгоднейшей скорости набора высоты

При помощи табл.14  построим кривую =f(H) и определим теоретический и практический потолки самолета (рис.6)

3. Выводы

1.Произведенные в курсовой работе расчеты лётно – технических характеристик самолета Ту-154 с двигателями ТРДД Д-30КУ-154 приближенно совпадают с характеристиками реального ВС (РЛЭ Ту-154, практическая аэродинамика самолёта Ту-154). Сравнение основных расчетных и реальных характеристик сведены в таблицу(m= 93т, H=0):

Наименование ЛТХ	Курсовая работа	РЛЭ
Практический потолок, м	12600	12100
Vнв, км/ч	430	430
Vсв, км/ч	270	290

Таким образом, можно сделать вывод, что расчетные данные с определенными погрешностями схожи с реальными данными, взятыми из руководства.

2. При выполнении полета на современном пассажирском самолете полётная масса значительно уменьшается, вследствие выработки топлива. Такое изменение полётной массы вызывает значительное изменение лётных характеристик самолёта. Для выполнения горизонтального полёта с меньшей полётной массой необходима меньшая подъемная сила, значит, при этом же угле атаки и высоте полета необходима меньшая скорость и меньшая тяга.

При уменьшении массы каждая точка потребной тяги смещается вниз и влево. Это значит, что увеличивается максимальная скорость, избыток тяги, а значит, угол набора и вертикальная скорость. Уменьшаются также скорости наивыгоднейшая и сваливания.

Рассмотрим горизонтальный полёт на различных высотах при одних и тех же полётной массе и угле атаке. При выполнении горизонтального полёта на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъёмной силы и силы тяжести самолета, т. к. Yа = G. Для выполнения этого условия при постоянных массе и угле атаки на большой высоте, где плотность воздуха меньше, истинная скорость горизонтального полёта должна быть больше, но приборная скорость остается постоянной.

Сохранение приборной скорости при любом постоянном угле атаки на различных высотах объясняется тем, что приборная скорость определяется по динамическому давлению: . С поднятием на высоту для сохранения равенства Yа = G при постоянном угле атаки квадрат истинной скорости полета увеличивается во столько раз, во сколько уменьшается плотность воздуха. Для определения истинной скорости необходимо значение приборной скорости умножить на высотный коэффициент: , где значение и берут из таблицы стандартной атмосферы.

Сохранение приборной скорости при любом постоянном угле атаки на всех высотах при одной и той же массе самолета имеет большое значение и в обеспечении безопасности полета, так как позволяет пилоту определять режим полёта (угол атаки). Минимально допустимые скорости полёта для всех высот устанавливаются по приборной скорости.

С увеличением высоты полёта величина избытка тяги уменьшается, в основном, за счет падения располагаемой тяги из – за уменьшения плотности воздуха.

3. Как видно из графика потребных и располагаемых мощностей, диапазон скоростей уменьшается с поднятием на высоту, т. к. все характерные скорости увеличиваются с увеличением высоты, исключение составляет Vmax, потому что ее величина определяется характеристиками двигателя.

В целях обеспечения безопасности полета минимальная и максимальная скорости ограничиваются. Минимальная допустимая скорость определяется с учетом 30% запаса от скорости сваливания. Максимальная скорость обычно ограничивается по прочности и жесткости конструкции, т. к. нагрузки на конструкцию определяются величиной скоростного напора, это ограничение называют ограничением по скоростному напору.

4. Причины ограничения скорости по предельным режимам, по скоростям и числу М. При превышении максимально допустимой скорости возможно появление остаточной деформации планера, срок службы планера самолета сокращается, также наблюдается ухудшение характеристик устойчивости и управляемости.

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

6. С подъемом на высоту избыток тяги уменьшается и на какой-то определенной высоте становится равным нулю. А это значит, что и вертикальная скорость установившегося подъема тоже уменьшится до нуля. На этой высоте и выше самолет не имеет возможности совершать установившийся подъем.

Высота полета, на которой вертикальная скорость установившегося подъема равна нулю, называется теоретическим (или статическим) потолком самолета.

На теоретическом потолке избытка тяги нет, поэтому возможен только горизонтальный полет и только на наивыгоднейшем угле атаки (и только на наивыгоднейшей скорости), на котором наименьшая потребная тяга. Диапазон скоростей при этом равен нулю

При установившемся подъеме самолет практически не может достигнуть теоретического потолка, так как по мере приближения к нему избыток тяги становится настолько мал, что для набора оставшейся высоты потребуется затратить слишком много времени и топлива. Из-за отсутствия избытка тяги полет на теоретическом потолке практически невозможен, потому что любые нарушения режима полета без избытка тяги нельзя устранить. Например, при случайно образовавшемся даже небольшом крене самолет теряет значительную высоту (проваливается). Поэтому кроме понятия теоретического (статического) потолка введено понятие так называемого практического потолка.

Условно считают, что практический потолок самолета есть высота, на которой максимальная вертикальная скорость подъема равна 0,5 м/с.

Разница между теоретическим и практическим потолком у современных самолетов невелика и не превышает 200 м.

Список использованных источников.

Аэродинамика.  Методические указания по выполнению курсовой работы – УВАУ ГА 2008г.; РЛЭ самолета Ту-154 РАЗДЕЛ 2 Общие эксплуатационные ограничения; РЛЭ самолета Ту-154 РАЗДЕЛ 7 Летные характеристики; РЛЭ  самолета Ту-154  РАЗДЕЛ 9 ПРИЛОЖЕНИЯ; САМОЛЕТОВОЖДЕНИЕ. , -  Москва «Транспорт» 1973г.; Практическая аэродинамика самолета  Ту-154  , , – Москва  Воздушный транспорт, 1997г.; Динамика полета транспортных летательных аппаратов. Под ред. -  Москва.: Транспорт, 1996.