Расчет летных характеристик, продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолета АН-74

Самарский университет
Кафедра динамики полёта и систем управления
Курсовой проект по дисциплине "Динамика полета самолета"
На тему: РАСЧЕТ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК,ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА Ан-74
2021

ЗАДАНИЕ
Самолет Ан-74
Страна изготовления СССР
Тип самолета Военно-транспортный
Размах крыла, м 31,9
Площадь крыла, м2 122,0
Взлетная масса, кг 34500
Масса топлива, кг 12000
Тип двигателя ТРДД D-36
Взлетная тяга, кН 2x65
Удельный расход топлива, кг/(Н час) 0,05
Цель работы: рассчитать лётные характеристики самолёта Ан-74.
В процессе работы были определены диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета с учетом эксплуатационных ограничений, скороподъемность, теоретический и практический потолки, дальность и продолжительность полета, взлётные и посадочные характеристики, построены графики лётных характеристик, рассчитаны статический момент тангажа, построены балансировочные кривые. Сделан вывод о характеристиках рассчитываемого самолёта.
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ 6
1 Расчет летных характеристик самолета 7
1.1 Исходные данные 7
1.2 Расчет летных характеристик самолета с турбореактивными двигателямидиапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг 7
1.2.1 Расчет диапазона высот и скоростей установившегося горизонтального полета упрощенным методом тяг 7
1.2.2 Расчет скороподъемности 14
1.3 Взлётные и посадочные характеристики самолёта 16
1.3.1 Расчет длины взлетной дистанции 16
1.3.2 Расчет длины посадочной дистанции 18
1.4 Расчет дальности и продолжительности полета самолёта 19
1.4.1 Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения 19
1.4.2 Расчет дальности и продолжительности полета самолета на врейсерском участке 21
1.4.2.1 Расчет располагаемого запаса топлива 21
1.4.2.2 Приближенный расчет дальности и продолжительности полета на заданной скорости (V_кр=const) и высоте (H_кр=const) 21
2 Расчет характеристик продольной устойчивости и управляемости самолёта 23
2.1 Исходные данные, используемые для расчета монументных характеристик 23
2.1.1 Геометрические характеристики 23
2.1.2 Аэродинамические характеристики 24
2.2 Расчет статических моментов тангажа 25
2.2.1 Расчёт фокуса самолёта 26
2.2.2 Расчёт производных управляющих моментов 29
2.2.3 Расчёт коэффициента m_z0 в полетной конфигурации самолета 29
2.2.4 Расчёт коэффициента момента тангажа от ляги силовой установки 30
2.3 Диапазон допустимых центровок 30
2.3.1 Предельная задняя центровка 30
2.3.2 Предельная передняя центровка 31
2.4 Балансировка самолёта в прямолинейном установившемся горизонтальном полёте 33
2.4.1 Момент тангажа самолета в установившемся горизонтальном полете при нейтральном положении органов управления 33
2.4.2 Балансировочная кривая по отклонениям органов управления 34
2.4.3 Балансировочная кривая по усилиям на рычагах управления тангажем 35
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 38
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 39