Оценка тягово-энергетических характеристик пассажирских транспортных средств.

Оглавление
ВВЕДЕНИЕ
РАЗДЕЛ 1. «ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНЫЙ ТРАНСПОРТ»
1.1.Техническая характеристика подвижного состава
1.2 Определение массы состава пассажирского поезда
1.3 Расчет основного удельного сопротивления движению пассажирского поезда
1.5. Расчет тормозного пути
1.5.Выводы:
2. РАЗДЕЛ «ГРАЖДАНСКАЯ АВИАЦИЯ»
2.1. Эксплуатационные и летно-технические характеристики указанных типов ВС
2.2. Определение максимально допустимых взлетной и посадочной масс самолета
2.3 Определение оптимальной высоты крейсерского полета
2.4. Определение заправки самолета топливом
2.5 Определение допустимой коммерческой нагрузки
Вывод:
Список литературы

Состояние поверхности ВПП определяется наличием и влиянием атмосферных осадков на взлетно-посадочные характеристики ВС. Количественной характеристикой эффективности торможения ВС на ВПП является коэффициент сцепления. Условия на аэродроме назначения будут иметь следующие значения:Осень: - при температуре 0°С – мокрый снег, слякоть для всех категорий аэродромовпри температуре выше 0°С, но ниже +10°С-влажная ВВП для категорий III ИКАО.Следовательно, коэффициент сцепления колес шасси самолета >0,5.Определение располагаемой длины ВПП с учетом ее состояния: Располагаемая длина ВПП = 4100 м., средний коэффициент сцепления для ВПП категории IIIа >0,5.Полученное значение: LВПП расп. = 4100 м.По полученной располагаемой длине ВПП и в зависимости от направления и силы ветра определяется значение расчетной располагаемой длины ВПП (LВПП расч.расп.) на аэродроме посадки.Для вариантов со встречным ветром: при заходе на посадку с 3-го и 4-го разворотов ветер на аэродроме встречный со скоростью 5 м/с; Располагаемая длина ВПП = 4100 м., встречный ветер – 5 м/с.Из табл. 9 получаем значение: LВПП расч.расп. = 4420 м.Расчеты производятся в соответствии с Приложениями 5, 7, 8.Максимально допустимая посадочная масса самолета в зависимости от расчетной располагаемой длины ВПП и условий на аэродроме:LВПП расч.расп. = 4100 м., Hаэр = 500 м., tаэр = 0оС. Производится округление значения LВПП расч.расп. в меньшую сторону до 4000 м. B-737: Полученная масса = 62,82 т.A-320: Полученная масса = 77т.A-321: Полученная масса = 89 т.2.3 Определение оптимальной высоты крейсерского полетаНаивыгоднейшая высота полета самолета определяется в зависимости от известного расстояния от аэропорта вылета до аэропорта назначения. Для дальности более 600 км оптимальным эшелоном для крейсерского полета является максимальный эшелон, в зависимости от курса полета. Этот эшелон не должен превышать эксплуатационного потолка полета самолета. Для самолетов, эксплуатационный потолок которых ниже указанного, принимаются предыдущие эшелоны, допустимые для конкретного курса полета.Курс полета определяется в градусах. Направление на Запад - 270. С учетом эксплуатационного потолка каждого судна, получаем:B-737: эшелон = 11600 м. (потолок 12700)A-320: эшелон = 11600 м. (потолок 12900)A-321: эшелон = 11600 м. (потолок 12670)2.4. Определение заправки самолета топливомДальность полета — это расстояние, пройденное самолетом за время набора высоты, горизонтального полета и снижения. Дальность полета за время набора высоты и снижения относительно невелика по сравнению с горизонтальным участком полета. Расстояние, соответствующее горизонтальному участку полета определяется по формуле: Lгор. = L – Lнаб. – Lсниж., кмLгор. = 4500 – 250 – 200 = 4050 кмгде L – расстояние от аэропорта вылета до аэропорта назначения, км; Lнаб. – расстояние, пройденное самолетом при наборе высоты, км; Lсниж. – расстояние, пройденное самолетом при снижении, км; Для всех вариантов курсового проекта принимается, что набор высоты осуществляется на расстоянии 250 км от аэропорта вылета, снижение начинает осуществляться за 200 км до аэропорта посадки. Количество заправляемого топлива (Gп.з.т.) определяется по формуле: Gп.з.т.= Gо.з.т. + Gа.н.з. ± ΔGт.в, кгB-737: Gп.з.т.= 11986,92+ 1307,6 + 664,72 = 13959,24 кгA-320: Gп.з.т.= 46556,48+ 5164,69+ 2586,05= 54307,22 кгA-321: Gп.з.т.= 20264,00 + 2239,92+ 1125,19 = 23629,11 кггде Gо.з.т. – основной запас топлива, расходуемый от момента запуска двигателей до посадки самолета в штилевых условиях; Gа.н.з. – аэронавигационный запас топлива; ΔGт.в – поправка, учитывающая ветер при полете по маршруту. Топливо, расходуемое от момента запуска двигателей до полной остановки самолета в аэропорту назначения в штилевых условиях, определяется из расчета следующих основных этапов полета самолета: Gо.з.т. = Gт.рул.1 + Gт.наб + Gт.гор + Gт.сниж + Gт.зах + Gт.рул.2, кгB-737: Gо.з.т. = 23,36 + 1185 + 9954 + 704 + 103,04+ 17,52 =11986,92 кгA-320: Gо.з.т. = 76,48 + 4010 + 39564 + 2488 + 360,64 + 57,36 = 46556,48 кгA-321: Gо.з.т. = 34,24 + 1950 + 17136 + 968 + 150,08 + 25,68 = 20264,00 кггде Gт.рул.1 – топливо, расходуемое на руление и маневрирование самолета перед взлетом; Gт.рул.2 – топливо, расходуемое на руление и маневрирование самолета после посадки; Gт.наб – топливо, расходуемое во время набора высоты; Gт.гор – топливо, расходуемое во время горизонтального полета; Gт.сниж – топливо, расходуемое во время снижения. Gт.зах – топливо, расходуемое во время захода на посадку. Расход топлива на этапе руления самолета условно определяется исходя из почасового расхода топлива: Gт.рул.1 = tрул.1 * gрул. * nдв, кгB-737: Gт.рул.1 = 8 * 1,46 * 2 = 23,36 кгA-320: Gт.рул.1 = 8 * 2,39 * 4 = 76,48 кгA-321: Gт.рул.1 = 8 * 1,07 * 4 = 34,24 кггде tт.рул.1 – время руления самолета от терминала до места старта, мин; gрул. – почасовой расход топлива одним авиадвигателем на этапе руления самолета кг/мин; nдв – количество двигателей самолета. Gт.рул.2 = tрул.2 * gрул. * nдв, кгB-737: Gт.рул.2 = 6 * 1,46 * 2 = 17,52 кгA-320: Gт.рул.2 = 6 * 2,39 * 4 = 57,36 кгA-321: Gт.рул.2 = 6 * 1,07 * 4 = 25,68 кггде: tт.рул.2 – время руления самолета после приземления до терминала аэропорта, минРасход топлива на этапе горизонтального полета самолета может быть определен исходя из покилометрового расхода топлива: Gт.гор. = Lгор. * скм.гор. * nдв, кгB-737:Gт.гор. = 3150 * 1,58 * 2 = 9954,00 кгA-320: Gт.гор. = 3150 * 3,14 * 4 =39564 кгA-321: Gт.гор. = 3150 * 1,36 * 4 = 17136 кггде Lгор – расстояние, соответствующее горизонтальному участку полета, км; cкм.гор. – покилометровый расход топлива одним авиадвигателем на горизонтальном участке полета, кг/км;Расход топлива на этапе набора высоты зависит от режима набора. Для упрощения расчетов в настоящем курсовом проекте расход топлива на этапе набора высоты определяется следующим образом: Gт.наб. = Lнаб. * скм.наб. * nдв, кгB-737: Gт.наб. = 250 * 2,37 * 2 = 1185 кгA-320: Gт.наб. = 250 * 4,01 * 4 = 4010 кгA-321: Gт.наб. = 250 * 1,95 * 4 = 1950 кггде Lнаб – расстояние, пройденное самолетом за время набора высоты, км; cкм.наб. –средний покилометровый расход топлива одним авиадвигателем на этапе набора высоты, кг/км. Расход топлива на этапе снижения определяется следующим образом: Gт.сниж. = Lсниж. * скм.сниж. * nдв, кгB-737: Gт.сниж. = 200 * 1,76 * 2 =704 кгA-320: Gт.сниж. = 200 * 3,11 * 4 = 2488 кгA-321: Gт.сниж. = 200 * 1,21 * 4 = 968 кггде Lсниж – расстояние, пройденное самолетом на этапе снижения, км; cкм.сниж. –средний покилометровый расход топлива одним авиадвигателем на этапе снижения, кг/км.Расход топлива на этапе захода на посадку определяется в зависимости от расстояния, пройденного самолетом по кругу перед аэропортом: Gт.зах. = Lзах. * скм.зах. * nдв, кгB-737: Gт.зах.= 28 * 1,84 * 2 = 103,04 кгA-320: Gт.зах.= 28 * 3,22 * 4 = 360,64 кгA-321: Gт.зах.= 28 * 1,34 * 4 = 150,08 кггде Lзах – расстояние, пройденное самолетом при заходе на посадку (расстояние, соответствующее глиссаде плюс расстояние по кругу), км; Lзах = 12 + 16 = 28 км.cкм.зах. – средний покилометровый расход топлива одним авиадвигателем на этапе захода на посадку, кг/км.При расчетах заправляемого топлива важное значение имеет его аэронавигационный запас (Gа.н.з.), необходимый для осуществления полета до запасного аэродрома в случае закрытия аэропорта назначения для посадки по метео или иным причинам. Кроме этого в аэронавигационный запас включается компенсационная поправка на погрешность приборов ВС. Величина аэронавигационного запаса определяется по формуле: Gа.н.з. = Gр.н.з. + Gк.н.з.,кгB-737: Gа.н.з. = 948 + 359,6 = 1307,6 кгA-320: Gа.н.з. = 3768 + 1396,69 = 5164,69 кгA-321: Gа.н.з. = 1632 + 607,92 = 2239,92 кггде Gр.н.з. – резервный запас топлива, необходимый для полета на запасной аэродром с расчетной точки маршрута с учетом времени на ожидание в течение заданного времени; Gк.н.з. – компенсационный запас топлива, принимается равным 3% от общего запаса топлива на борту ВС. Gк.н.з = 0,03 * Gо.з.тB-737: Gк.н.з = 0,03 * 11986,92 = 359,6A-320: Gк.н.з = 0,03 * 46556,48= 1396,69A-321: Gк.н.з = 0,03 * 20264,00 = 607,92Gр.н.з. = Lзап. * скм.гор. * nдв, кгB-737: Gр.н.з. = 300 * 1,58 * 2 = 948 кгA-320: Gр.н.з. = 300 * 3,14 * 4 = 3768 кгA-321: Gр.н.з. = 300 * 1,36 * 4 = 1632 кггде Lзап – расстояние до запасного аэродрома, км. Удельный покилометровый расход топлива при этом определяется для условий горизонтального крейсерского полета (табл. 12). На расход топлива во время полета самолета влияет ветер, поэтому его учитывают при расчетах общего расхода заправляемого топлива. Величину поправки на ветер ΔGт.вберут со знаком «+» в случае встречноговетра.Для упрощения расчетов в работе величина ΔGт.впринимается равной:ΔGт.в = 0,05*(Gо.з.т. + Gа.н.з.), кгB-737: ΔGт.в = 0,05 * (11986,92 + 1307,6) = 664,72 кгA-320: ΔGт.в = 0,05 * (46556,48 + 5164,69) = 2586,05 кгA-321: ΔGт.в = 0,05 * (20264,00 + 2239,92) = 1125,19 кг2.5 Определение допустимой коммерческой нагрузкиМаксимально допустимая коммерческая нагрузка на взлете (Gкомм.макс.взл.) определяется в зависимости от максимально допустимой взлетной массы самолета. По условиям безопасности полета она составляетGкомм.макс.взл = Gд.взл. – Gсн.с. – Gп.з.т. – Gт.рул.1, кгB-737: Gкомм.макс.взл = 78240 - 42165 – 13959,24 – 23,36 = 22092,4 кгA-320: Gкомм.макс.взл = 215000 - 112365 – 54307,22 – 76,48 = 48251,3 кгA-321: Gкомм.макс.взл = 271000 - 130005 – 23629,11 – 34,24 = 117331,65 кггде: Gд.взл. - максимально допустимая взлетная масса самолета; Gсн.с. - масса снаряженного самолета; Gп.з.т. - масса заправляемого топлива; Gт.рул.1 - масса топлива, расходуемого на рулении от терминала до места старта; Масса снаряженного самолета состоит из следующих элементов: Gсн.с. = Gп.сн.сам. + Gэкип. + Gб.п. + Gбуф. + Gплот., кгB-737: Gсн.с. = 41460 + (2*80) + (5*75) + 70 + 100 = 42165A-320: Gсн.с. = 111500 + (4*80) + (5*75) + 70 + 100 = 112365A-321: Gсн.с. = 129300 + (2*80) + (5*75) + 70 + 100 = 130005где Gп.сн.сам. – масса пустого снаряженного самолета; Gэкип. – масса экипажа (пилотов); Gб.п. – масса бортпроводников; Gбуф. – масса съемного буфетно-кухонного оборудования; Gплот. – масса надувных плотов и жилетов (для пролетов над водным пространством); В расчетах условно вес экипажа определяется исходя из 80 кг на одного человека, а вес бортпроводников – 75 кг. Количество бортпроводников для упрощения расчетов принимается равным 5 чел. для всех типов самолетов. Масса съемного буфетно-кухонного оборудования для всех вариантов составляет 70кг, а масса надувных плотов и жилетов – 100 кг. Максимально допустимая коммерческая нагрузка на посадке (Gкомм.макс.пос.) определяется в зависимости от максимально допустимой посадочной массы самолета. По условиям безопасности полета она составляет: Gкомм.макс.пос = Gд.пос. – Gсн.с. – Gа.н.з., кгB-737: Gкомм.макс.пос = 65300 - 42165– 1307,6= 21827,4 кгA-320: Gкомм.макс.пос = 175000 - 112365 – 5164,69 = 57470,31 кгA-321: Gкомм.макс.пос = 190000 - 130005 – 5001,42 = 54994,58 кггде Gд.пос. - максимально допустимая посадочная масса самолета; Gсн.с. - масса снаряженного самолета; Gа.н.з. - масса аэронавигационного запаса топлива. Максимально допустимой коммерческой нагрузкой на данный рейс будет наименьшая коммерческая нагрузка, полученная из условий ограничения взлетной и посадочной масс самолета (т.е. наименьшая из Gкомм.макс.взл. и Gкомм.макс.пос.). Фактическая коммерческая нагрузка не должна превышать максимально допустимую коммерческую нагрузку. Фактическая коммерческая нагрузка Gкомм.факт. включает вес пассажиров и перевозимого ими бесплатного багажа (из нормы 20 кг) Она определяется по формуле: Gкомм.факт.= Nпасс.* 90 + Gпг. + Gпрод., кгВариант №1: Gкомм.факт.= 130 * 90 + 100 + 100 =11900Вариант №2: Gкомм.факт.= 145 * 90 + 100 + 100 = 25500где Nпасс. – количество пассажиров. Gпг. - вес почты и грузов; Gпг. - вес продуктов. Зная фактическую коммерческую нагрузку можно определить максимальное количество пассажиров, которые могут быть перевезены данным рейсом. Nmax = (Gкомм.факт.мин. - Gпг. - Gпрод.) / 90, чел.B-737: Nmax = (21827,4 - 200 - 100) / 90 = 239A-320: Nmax = (48251,3 - 200 - 100) / 90 = 532A-321: Nmax = (54994,58 - 200 - 100) / 90 = 607Где Nmax– максимально возможное количество человек, перевозимых при данных условиях рейса.Gкомм.факт.мин – наименьшее значение из посадочной и взлетной масс самолетов.При учете компановки самолетов, получаем что на данном рейсе каждое ВС может быть заполнено полностью, - 189; 314; 335 человек соответственно.2.6 Удельный расход топливаОбъем перевозок: а) 160 * 4500 = 720000 пасс-км; б) 280 * 4500 = 1260000 пасс-км.Gфакт.= Gо.з.т. ± ΔGт.в, кгB-737: Gфакт.= 11986,92+ 664,74=12651,66 кгA-320: Gфакт.= 46556,48+ 2586,05=49142,53 кгA-321: Gфакт.= 20264,00 + 1125,19 =21389,19 кгB-737: a) 12651060/576000 = 21,96 грамм/пасс-кмб) 1260000/720000 = 1,75 грамм/пасс-кмA-320: a) 49142530 /576000 = 85,31 грамм/пасс-кмб) 49142530 /1008000 = 48,75 грамм/пасс-кмA-321 : а) 21389190 /576000 = 37,13 грамм/пасс-кмб) 21389190 /1008000 = 21,21 грамм/пасс-кмВывод:Из таблицы «Характеристики самолетов» следует, что для перевозки заданного количества пассажиров (в 1варианте 130 человек, во втором145 человек) на заданное расстояние (4700км) в 1 варианте (130 человек) можноиспользовать любое имеющееся воздушноесудно, так как они отвечают всем заданным требованиям, во 2ом варианте (145 человек) подойдёт также любое судно.В 1ом варианте наиболее топливо-эффективным воздушным судном является B-737, т.к. для заданного пассажиропотока и расстояния перевозкиу него наименьший удельный расход топлива по сравнению с остальными воздушными суднами. Во 2ом варианте более топливо-эффективным будет А-321.Для перевозки заданного количества пассажиров предпочтительнее использовать B-737в 1 варианте и А-321 во втором, поскольку они являются наиболее топливо-эффективным и удовлетворяют всем требованиям к полету.В два воздушных судна можно загрузить максимальное количество пассажиров и добиться наивысшей эффективности. Чем больше пассажиров летит на воздушном судне, тем больше его топливная эффективность. Список литературыПравила тяговых расчетов для поездной работы издания 1985 гАстахов П.П. Справочник по тяговым расчетамwww.boeing.comwww.airbus.com