Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

1.3           Определение летно-технических характеристик самолета

Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

,  , (1.13)

где СУ max = – коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Нi. Практически на Vmin теор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки.

Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin, полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу.

Таблица 5 – Минимальная скорость полета

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax ~ Рn min = m·g/Кmax. В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

Таблица 6 – Наивыгоднейшая скорость полета

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр)

Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Рn. Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр.

Таблица 7 – Крейсерская скорость полета

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax)

Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А).

Таблица 8 – Максимальная скорость полета

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vу связана со скоростью по траектории V соотношением:

Vу = (Р – Рn) V/m g = ΔP V/m g, (1.14)

Для каждой из высот полета построим графики зависимостей Vу от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 < Н < 11000пр строим график зависимости 1/ Vу max = f(H).

Площадь, ограниченная кривой 1/ Vу max, прямыми Н = 0, Н = Нпр и осью Н, определяем время набора высоты Нпр. Аналогично можно рассчитать и время снижения самолета, например, с крейсерской высоты полета.

Таблица 9 – Барограмма подъема

Барограмма подъема приведена в приложении В.

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим полета и возвращаться к нему после прекращения действия внешних возмущений. Самолет статически устойчив, если при малом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и моменты, направленные на восстановление исходного режима полета. Динамическая устойчивость характеризуется затуханием переходных процессов возмущенного движения.

Управляемостью самолета называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия летчика любой предусмотренный в процессе полета маневр при допустимых условиях. Балансировочными режимами называются режимы, при которых действующие на самолет силы и моменты уравновешены. Для достижения удовлетворительных показателей динамической устойчивости и управляемости требуется в первую очередь обеспечение статической устойчивости самолета.

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

САХ крыла является характерным отрезком хорды профиля крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и аэродинамического фокуса самолета. Величина САХ трапециевидного крыла определяется по формуле

 (2.1)

 м

Координаты носка САХ относительно носка центральной хорды вычисляется так

 (2.2)

 (2.3)

 м

 м

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента mz не зависит от угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки. Измеряется положение фокуса относительно САХ.

Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

При малых значениях угла атаки (коэффициента су) коэффициент mz линейно зависит от угла атаки α и су

 (2.4)

где  – степень продольной статической устойчивости,

 (2.5)

 – координаты центра тяжести самолета и фокуса относительно носка САХ в долях bА;  - нулевой момент самолета.

 = 2,5;  = – 0,02

Для обеспечения продольной устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета находился позади центра тяжести, т.е. <0.

Значение  приближенно определяется соотношением

 (2.6)

где  – координата фокуса крыла;

 (2.7)

Здесь  – фокус профиля со средней толщиной крыла;

 (2.8)

 – изменение координаты фокуса от влияния сжимаемости воздуха в диапазоне чисел Маха М* < М < 1,2

;

 – сдвиг фокуса вследствие влияния фюзеляжа

 (2.9)

Здесь kF = – 1,6 – коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа λФ и отношения хФ/lФ (хФ – координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; SФ – площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле = 473,2; – производная су по α для соответствующего режима полета, 1/град;

 – сдвиг фокуса в долях bA для самолета классической схемы с хвостом ГО находится по формуле

 (2.10)

Здесь LГО – плечо ГО, отсчитываемое от фокуса без ГО, определяемого координатой (хF кр + хF Ф), до четверти средней хорды ГО;  – производная сУ ГО по углу атаки ; εα – производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 – 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

 (2.11)

Здесь χη – коэффициент, учитывающий сужение крыла ηВ, определяется из выражения ; χх, χу – коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин ;  по формулам

;

Здесь уГО – вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; α – угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета α = αкр. = – 3,9

2.3 Расчет балансировочной кривой

Балансировочные кривые относятся к статическим характеристикам устойчивости и управляемости. Для расчета балансировочной кривой угла отклонения руля высоты в функции скорости (или числа М) используется упрощенное соотношение:

 (2.12)

где nP – коэффициент эффективности руля высоты: ; SВ = 6 – площадь руля высоты.

Список использованных источников

1 Мхитарян А.М. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1976. – 448 с.

2 Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.

3 Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. – 39 с.

Страницы: 1, 2, 3