Анализ режимов равномерного движения самолета Ан-2

П.З. Динамика полета (Автосохраненный).docx

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Федеральное государственное автономного образовательного учреждения высшего образования ДВФУ
Филиал ДВФУ в г. Арсеньеве
Кафедра самолёто-и вертолётостроения»
Анализ режимов равномерного движения самолета Ан-2
по дисциплине «Динамика полета самолета»
Специальность 24.05.07 «Самолёто- и вертолётостроение»
Подготовка исходных данных4
Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг7
Определение располагаемой тяги и мощности силовой установки самолета в расчетном диапазоне высот скоростей.10
Построение кривых жуковского по высотам полета самолета12
Определение скорости подъема и вертикальной скорости набора высоты самолета по высотам полета18
Определение скороподъемности самолета и построение барограммы набора высоты22
Расчет дальности и продолжительности полета самолета по расчетным высотам25
Список используемой литературы28
На исходе войны Антонов возглавлявший тогда ОКБ-115 обратился со своим проектом многоцелевого самолета способного садиться и взлетать где только возможно к известному авиаконструктору А.С.Яковлеву занимавшему влиятельный пост одного из заместителей наркома авиационной промышленности. Яковлев одобрил идею резолюцией: «Это интересный самолет его надо строить». Но чтобы проектировать новую модель О.К. Антонову и его товарищам пришлось переехать в Новосибирск где был филиал ОКБ-115. Вскоре в марте 1946 года приказом министра авиапромышленности В.М. Хруничева новосибирское конструкторское бюро преобразовывалось в ОКБ-153 Антонов назначался его руководителем выдавалось задание на разработку того самого легкого транспортного самолета и определялись его основные летно-технические характеристики. В начале 1947 года представляя комиссии первый макет Олег Константинович отметил что «Этот самолёт должен занять в воздушном транспорте примерно то место которое занимает полуторка в транспорте наземном».
Появившись в первые годы после Великой Отечественной войны этот многоцелевой самолет эксплуатируется до сих пор а в Китае даже продолжается выпуск его лицензионных «клонов». Он был самым маленьким советским транспортным самолетом и в то же время самым большим бипланом. Конструктивная схема расчалочного биплана показала феноменальную живучесть каждой конкретной машины. Ан-2 способен планировать даже при заглохшем двигателе. Он может совершить посадку на неподготовленную площадку вне специально оборудованной полосы без применения средств наземной навигации. Это не раз спасало и пассажиров и экипажи и грузы.
ПОДГОТОВКА ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
Рисунок 1 – Самолет Ан-2
Таблица 1. Расчетный параметры самолета
Практический потолок Нпр
Максимальная мощность СУ Nmax
Таблица 2 - Диапазон высот полета самолета
Таблица 3 - Диапазон скоростей горизонтального полета самолета
Таблица 4 - Соотношение плотности воздуха по высотам. ГОСТ 4401-81
Рисунок 2 - Поляра самолета с прижатыми предкрылками и неотклоненными закрылками
Рисунок 3 – Зависимость располагаемой мощности силовой установки от скорости и высоты полета самолета № 1
ПОСТРОЕНИЕ ДИАГРАММЫ ПОТРЕБНЫХ И РАСПОЛАГАЕМЫХ ТЯГ
1 Расчет потребной тяги для горизонтального полета
Потребная тяга определяется по формуле:
где: m-масса самолета;
-ускорение свободного падения;
k-аэродинамическое качество;
Аэродинамическое качество это число показывающее во сколько раз подъемная сила крыла на данном угле атаки больше силы лобового сопротивления определяется по формуле:
где: -потребный коэффициент подъемной силы;
-коэффициент лобового сопротивления;
Коэффициенты необходимо найти из поляры самолета (Рисунок 2).
Потребный коэффициент подъемной силы:
где:-плотность воздуха на определенной высоте;
-площадь крыла (Таблица 1);
-скорость горизонтального полета (Таблица 3);
Расчеты потребной тяги представлены в таблице 5.
Таблица 5 – Потребная тяга по высотам
H= 0 м ρ = 1225 кгм3
H= 850 м ρ = 112813 кгм3
H= 1700 м ρ = 103725 кгм3
H= 2500 м ρ = 09569541 кгм3
H= 3350 м ρ = 08769671 кгм3
H= 4000 м ρ = 08769671 кгм3
2 Расчет потребной мощности по высотам.
Формула определения потребной мощности:
Вычисления потребной мощности для горизонтального полета производятся путем перемножения в таблице 5. Расчетного значения потребной тяги на величину скорости для которой она рассчитана.
Таблица 6 – Потребная мощность по высотам
Скорость гор.полета кмч
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСПОЛАГАЕМОЙ ТЯГИ И МОЩНОСТИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА В РАСЧЕТНОМ ДИАПАЗОНЕ ВЫСОТ СКОРОСТЕЙ.
Для определения располагаемой тяги и мощности силовой установки самолета Ан-2 необходимо воспользоваться методом интерполяции для нахождения неизвестных величин.
Рисунок 4 - Зависимость располагаемой мощности силовой установки от скорости и высоты полета самолета № 2
Таблица 7 - Располагаемая тяга и мощность
ПОСТРОЕНИЕ КРИВЫХ ЖУКОВСКОГО ПО ВЫСОТАМ ПОЛЕТА САМОЛЕТА
1 Кривые Жуковского потребной и располагаемой тяги
Рисунок 5 – Диаграмма потребной и располагаемой тяги на высоте Н=0 метров
Рисунок 6 – Диаграмма потребной и располагаемой тяги на высоте Н=850 метров
Рисунок 7 – Диаграмма потребной и располагаемой тяги на высоте Н=1700 метров
Рисунок 8 – Диаграмма потребной и располагаемой тяги на высоте Н=2500 метров
Рисунок 9 – Диаграмма потребной и располагаемой тяги на высоте Н=3350 метров
Рисунок 10 – Диаграмма потребной и располагаемой тяги на высоте Н=4200 метров
2 Кривые Жуковского потребной и располагаемой мощности
Рисунок 11 – Диаграмма потребной и располагаемой мощности на высоте Н=0 метров
Рисунок 12 – Диаграмма потребной и располагаемой мощности на высоте Н=850 метров
Рисунок 13 – Диаграмма потребной и располагаемой мощности на высоте Н=1700 метров
Рисунок 14 – Диаграмма потребной и располагаемой мощности на высоте Н=2500 метров
Рисунок 15 – Диаграмма потребной и располагаемой мощности на высоте Н=3350 метров
Рисунок 16 – Диаграмма потребной и располагаемой мощности на высоте Н=4200 метров
ОПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТИ ПОДЪЕМА И ВЕРТИКАЛЬНОЙ СКОРОСТИ НАБОРА ВЫСОТЫ САМОЛЕТА ПО ВЫСОТАМ ПОЛЕТА
Рисунок 17 - Силы действующие на самолет при подъеме
сила тяги Р сила лобового сопротивления Q и составляющая веса G2 действующая по направлению силы лобового сопротивления;
составляющая веса G1 действующая в направлении перпендикулярном к траектории полета и подъемная сила Y.
Расчет ведется табличным способом.
Для заполнения таблицы потребуются формулы:
Косинус угла подъема:
Вертикальная скорость набора высоты:
Таблица 8 – Анализ параметров режима подъема
Избыток мощности ΔN кВт
Синус угла подъема sin
Косинус угла подъема cos
Скорость подъема Vпод мс
Вертикальная скорость набора высоты VB мс
H= 4200 м ρ = 08769671 кгм3
Таким образом при подъеме противоположно направленные силы взаимно уравновешены самолет движется по инерции. Подъемная сила при подъеме меньше чем в горизонтальном полете на том же угле атаки так как она уравновешена только частью веса самолета. Потребная тяга при подъеме больше чем в горизонтальном полете при том же угле атаки так как кроме лобового сопротивления она уравновешивает составляющую веса самолета G2.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОПОДЪЕМНОСТИ САМОЛЕТА И ПОСТРОЕНИЕ БАРОГРАММЫ НАБОРА ВЫСОТЫ
1 По данным таблицы 8 строим график изменения вертикальной скорости подъема по высотам и скорости полета.
Таблица 9 -вертикальной скорости подъема по высотам и скоростям полета
Рисунок 18 - График изменения вертикальной скорости подъема по высотам и скорости полета
2 Программа набора высоты
На графиках отмечаем программу набора высоты а именно набор вертикальных скоростей соответственно скорости подъема VПодН=0 на высоте Н=0 обеспечивающий максимальную вертикальную скорость на высоте Н=0.
Рассчитываем программу набора высоты расчет ведется табличным способом.
Таблица 10 - Программа набора высоты
b)Определяем поправочный коэффициент к вертикальной скорости на зависимость от наборной кинетической энергией:
и известные величины скорости самолета для текущей Н(i) и следующей высоты.
Высоты и обозначают текущую расчетную и следующую за ней высоту.
c)Определяем среднюю скорость набора высоты на расчетном интервале высот:
d)Определяем время набора высоты и суммарное время набора высоты практического потолка Нпот:
Рисунок 19 - График барограммы набора высоты
РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА САМОЛЕТА ПО РАСЧЕТНЫМ ВЫСОТАМ
Расчет выполняется для наивыгоднейшей или ближайшей к ней скорости полета на каждой из расчетных высот.
Исходные данные для расчета являются:
)Судном – номинальный расход топлива на единицу тяги или мощности и силовой установки
)mткр – запас топлива для горизонтального полета на крейсерских режимах
– максимальный запас топлива который может взять самолет
Фактический удельный расход топлива корректируемый относительно номинального на величину дросилирования (для ВМД):
где: – потребная мощность для горизонтального полета;
– номинальная мощность силовой установки (73545кВт);
– коэффициент полезного действия (КПД=08) воздушного винта.
Фактический расход топлива Судфакт:
Часовой расход топлива Сh:
Продолжительность полета Т:
Дальность горизонтального полета L:
Результаты расчетов продолжительности полета и дальности полета представлены в таблице 11.
Таблица 11 – Расчет продолжительности и дальности полета по высотам
Потребная мощность Nпотр
Коэффициент дросилирования Д
Фактический расход топлива Суд
Часовой расход топлива Сh (кгч)
Продолжительность полета Т (ч)
Дальность горизонтального полета L (км)
В работе производится анализ и расчет равномерного режима полета самолета Ан-2. Были рассчитаны минимальные и максимальные скорости горизонтального полета произведён расчет скороподъемности (построены графики изменения вертикальной скорости подъёма по высотам и скоростям полёта). А также была построена барограмма подъема рассчитана дальность и продолжительность полёта самолёта.
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Самолёт Ан-2. Инструкция по эксплуатации 2 изд. Оборонгиз 1959
Практическая аэродинамика самолета Ан-2. Изд. 2-е перераб. и доп. Шифрин М.Н. Изд-во «Транспорт» 1972 г. стр. 1-200

Диаграммы полета саомолета Ан-2 _ ДВФУ.КП.052.487.00.001.cdw

ДВФУ.КП.052.487.00.001
Филиал ДВФУ в г.Арсеньев
Диаграммы полета саомолета Ан-2