148041 (Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124), страница 3

Таблица 5 – Минимальная скорость полета

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета V_нв (М_нв)

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при К_max ~ Р_{n min} = m·g/К_max. В свою очередь К_max реализуется при полете с с_у = с_{у 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 V_кр (М_кр)

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

Таблица 7 – Крейсерская скорость полета

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета V_max (М_max)

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 V_у связана со скоростью по траектории V соотношением:

V_у = (Р – Р_n) V/m g = ΔP V/m g, (1.14)

Для каждой из высот полета построим графики зависимостей V_у 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 < 11000_пр строим график зависимости 1/ V_{у max} = f(H).

Площадь, ограниченная кривой 1/ V_{у max}, прямыми Н = 0, Н = Н_пр и осью Н, определяем время набора высоты Н_пр. 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 m_z 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 с_у) коэффициент m_z линейно зависит от угла атаки α и с_у

(2.4)

где – степень продольной статической устойчивости,

(2.5)

– координаты центра тяжести самолета и фокуса относительно носка САХ в долях b_А; - 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 k_F = – 1,6 – коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа λ_Ф и отношения х_Ф/l_Ф (х_Ф – координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; S_Ф – площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле = 473,2; – производная с_у по α для соответствующего режима полета, 1/град;

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

(2.10)

Здесь L_ГО – плечо ГО, отсчитываемое от фокуса без ГО, определяемого координатой (х_{F кр} + х_{F Ф}), до четверти средней хорды ГО; – производная с_У ГО по углу атаки ; ε^α – производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 – 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

(2.11)

Здесь χ_η – коэффициент, учитывающий сужение крыла η_В, определяется из выражения ; χ_х, χ_у – коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин ; по формулам

;

Здесь у_ГО – вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; α – угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета α = α_кр. = – 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 n_P – коэффициент эффективности руля высоты: ; S_В = 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.