методические указания Динамика полета (564211), страница 2
Текст из файла (страница 2)
приложение),CeH ( M ) ( RH ( M ) ), CeФдр ( RФ ) – дроссельные характеристики (см. приложение),RH (M ) =PдрPH ( M ); RФ =PдрPФ– относительные тяги (коэффициенты дросселирования)двигателя на бесфорсажном RH (M ) и форсажном RФ режимах при текущих значенияхM , H , Pдр – дроссельная тяга, равная потребной Pп для выполнения крейсерского полетана режиме Н, М.2.2 Расчет летно-технических характеристик (ЛТХ) самолетаВ данном разделе определяются следующие характеристики.1.
Зависимости от числа М (скорости) полета:-располагаемой и потребной для горизонтального установившегося полета тягисиловой установки,-энергетической скороподъемности,-часового расхода топлива,-километрового расхода топлива.2. Зависимости от высоты:-максимальной энергетической скороподъемности,-минимального часового расхода топлива,-минимального километрового расхода топлива,-минимального и максимального числа М (скорости) полета (с учетомограничений по безопасности полета),-числа М (скорости) полета, соответствующего минимальной потребной тяги,-числа М (скорости) полета, соответствующего максимальной энергетическойскороподъемности,-скорости полета, соответствующей минимальному часовому расходу топлива,-скорости полета, соответствующему минимальному километровому расходутоплива.3.
Статический и практический потолки самолета.При построении графиков в качестве аргумента используется: для маневренного иограниченно-маневренного самолетов – число М полета, для неманевренного –скорость полета V [км/ч].Результаты расчетов оформляются в виде таблиц, типа таблицы № 1.H i = [ м ] ; ρ H i = ⎡⎢ кг3 ⎤⎥ ; а H = [ мс ] ;⎣м ⎦таблица № 1iМ-VVмскмчqНм2C yдопC ymКПРnРрΔр(n x )---HH-V y∗мсR крqrqr-кгчкгкмУзловые точки по числу М выбираются исходя из следующих рекомендаций:а) неманевренный самолет:М=0.3, 0.5, 0.7, 0.8, 0.85, 0.9, 0.95б) маневренный и ограниченно-маневренный самолеты с ТРД, работающим набесфорсажном режиме:М=0.3, 0.5, 0.7, 0.8, 0.9, 1.0, 1.2в) маневренный и ограниченно-маневренный самолеты с ТРД, работающим нафорсажном режиме:М=0.3, 0.7, 0.9, 1.1, 1.3, 1.7, 2.1, 2.5Узловые точки по высоте соответствуют высотам, для которых приведенызависимости высотно-скоростных характеристик двигателя (см.
Приложение).Расчетные соотношения для характеристик, указанных в таблице №1q=ρH ⋅V 2где ρ H , aH – плотность воздуха2[ ];Hм2V = M ⋅ aH ,[ ] и скорость звука [ ] на высоте Н приведены вкгм2мстаблице П2 (см.Приложение)C yп =Сm ⋅ Ps ⋅ 10m ⋅ m0 ⋅ q[H ] ;; K п = y п ; Рп =qCx пКп(6)nx = Δp =(pp− pn )m ⋅ m0 ⋅ q; V y∗ = ΔpVгде m – относительная масса самолета, принимать: m = 0.95 ,ps – удельная нагрузка на крыло (приведена в таблице П1),C x п – коэффициент лобового сопротивления при C y = C y п ,вычисляется по формуле (1), g=9.81 м/с2 – ускорение свободного падения, Pп –потребная тяга двигателей, Pр – располагаемая тяга двигателей, Δp – избыточнаятяга,отнесеннаяквесу(G = 0.95G0 ) ,самолетаV y∗–энергетическаяскороподъемность, V – скорость самолета [м/с].Rk =qpn; qr = Ce(M , H , R ) ⋅ pп ; qk = r ,3,6Vppгде R – потребное значение коэффициента дросселирования двигателя прикрейсерском полете (H,M), qч – часовой расход топлива, Ce(M , H , R ) – удельныйчасовой расход топлива, вычисляется по формулам (3,4), qk – километровый расходтоплива, V – скорость [м/с].По данным таблицы № 1 для высоты H i строятся зависимости:1) C yдоп (M ) , C yn (M , H i ) - на одном рисунке,[]2) Pn (M , H i ) , Pp (M , H i ) или Pn (V , H i ), Pp (V , H i ) – на одном рисунке в видедиаграммы потребных и располагаемых тяг,[]3) Vy∗ (M , H i ) или Vy∗ (V , H ) ,4) qr (V , H i )5) qk (V , H i )Далее в узловых точках на высоте H i определяются следующие характеристики.()1.
Минимально допустимое (по C yдоп ) число M полета M min доп .Величина M min доп определяется графически как точка пересечения зависимостейC y п (M, H i ) и C y доп (M ) .Минимально допустимая скорость полета Vmin доп [кмч ] (для неманевренногосамолета) вычисляется по формуле:Vmin доп = аН ⋅ 3,6 ⋅ M min доп ;2.Максимальнобезопасности:допустимоечислоM(скорость)полетапоусловиям{(M min доп = min M пред , M Vi max)}илиVmin доп = aH ⋅ 3,6 ⋅ M max доп [кмч ](где M пред – предельное число M полета (таблица П1), M Vi max)– число M,соответствующее максимально допустимой индикаторной скорости Vimax [ кмч ]()M Vi max =Vi max Δ−1,3,6 ⋅ aHρ0(таб.П2) , ViρHΔ−1 =max[ ] - из таб.П1.кмчЗначения M min доп и M max доп или ( Vmin доп , Vmax доп ), определяемые для высот H iнаносятся в виде ограничений на графики зависимостей:[]Pn (M , H i ) , Pp (M , H i ) , Vy∗ (M , H i ) Pn (V , H ), Pp (V , H ),Vy∗ (V , H ), qr (V , H ), qk (V , H )3.Располагаемые значения (с учетом двигателя) минимального и максимального M(скорости) полета:{= min{MM min уст = max M min доп , M min pM max устmax доп, M max p}}или для неманевренного самолета:{= min{V, M [VVmin уст = max Vmin доп , Vmin pVmax устгде M min pmax допmin pимеются)min p, Vmax p, Vmax pкривых[}}] определяется графически как точки пересечения (если онипотребныхPn (M , H i ) , [Pn (V , H i )]ирасполагаемых]Pp (M , H i ) , Pp (V , H i ) тяг.4.Число M (скорость) полета, соответствующее минимальной потребной тяге:()M 1 = M Pnmin = arg min ΔPn (M )(Mили)V1 = V Pnmin = arg min ΔPn (V )ВеличинаV()[ (M Pnmin , V Pnmin)]определяетсяграфическипозависимостямPn (M , H i ) , [Pn (V , H i )] с учетом ограничений по числу M (скорости) полета.4.
Максимальная энергетическая скороподъемность V y∗max и соответствующее число M()[ ((скорость) полета M V y∗max V V y∗max)]V y∗max = max V y∗ (M , H i )M()M 2 = M V y∗max = arg max V y∗ (M , H i )MилиV y∗max = max V y∗ (V , H i )V()V2 = V V y∗max = arg max V y∗ (V , H i )VВеличины V y∗max[)[ ((M V y∗max V V y∗maxи)]определяются графически по зависимостям]V y∗ (M , H i ) V y∗ (V , H i ) с учетом ограничений по числу M (скорости) полета.6. Минимальные значения часового qrmin и километрового qk min расхода топлива, исоответствующие им скорости полета:qrmin = min qr (V , H i )V( )V3 = V qrmin = arg min qr (V , H i )Vqk min = min qk (V , H i )V()V4 = V qkmin = arg min qk (V , H i )V( )Величины(qrmin , V qrmin , qkmin , V qkmin)определяются графически по зависимостямqr (V , H i ) и qk (V , H i ) с учетом ограничений скорости полета.Найденные выше значения ЛТХ (1…6) заносятся в таблицу.Таблица № 2HVy∗maxMмсM [V ]min допM [V ]M [V ]minуnуmaxдоп- [ кмч ]- [ кмч ]- [ кмч ]M [V ] M 1[V1 ]M 2 [V2 ]- [ кмч ]- [ кмч ]maxустPn min- [кмч ]Vy∗ maxVVqq3q r min4q k minrminkminкмчкмчкгчкгкмПо данным таблицы № 2 строят следующие зависимости:1) M min доп (H ) , M max доп (H ) , M min уст (H ) , M max уст (H ) , M1 (H ) , M 2 (H ) или[Vmin доп(H ),Vmax (H ),Vmin (H ),Vmax (H ),V1 (H ),V2 (H ),V3 (H ),V4 (H )] - на одном рисункедопустуст2) Vy∗max (H ) ,3) qrmin (H ) , qk min (H ) на одном рисунке.При построении указанных зависимостей по оси ординат откладывается высота в [м].Для маневренного самолета зависимость M e (H ) на режиме “форсаж” может иметьточку разрыва при переходе с дозвуковой скорости полета на сверхзвуковую.
Вкачестве высоты перехода H п принимается значение высоты в узловой точке H пi , длякоторой модуль разности между сверхзвуковым и дозвуковым максимумами V y∗минимален:( )( )Vy∗ max H iп − Vy∗ max H пI ⇒ minдозвсвСтатический H ст и практический H пр потолки самолета определяются графически позависимости Vy∗ max (H ) :[= arg[VH cт = arg Vy∗ max(H ) = 0H пргде∗y]max (H ) = Vy∗ допVy∗ доп -]минимально-допустимаяэнергетическаяскороподъемность:дляманевренного и ограниченно-маневренного самолетов принимать: Vy∗ доп =5 м/с, длянеманевренного – 0,5 м/с.2.3. Расчет траектории полета.Траектория полета включает следующие участки:1- набор высоты,2- крейсерский полет,3- снижение.2.3.1.
Расчет характеристик набора высоты.Начальные условия:(H 0 = 0; M 0 = 1,2 ⋅ M min доп V0 = 1,2Vmin доп)Конечные условия:Конечные значения высоты H k и числа M (скорости) полета M k [Vk ] выбираются изусловия минимума километрового расхода в установившемся горизонтальном полетепри m =0,95(H k , M k ) = arg minqk ( M , H )H ,Mили(H k , M k ) = arg minqk (V , H )H ,MВеличины H k , M k [Vk ] определяются следующим образом.Вначале находится конечная высота H k . Для неманевренного самолета даннаявеличина определяется графически по зависимости qk min (H ) (раздел 2.2)H k = arg min qk min (V , H )HЕсли минимум qk min не удается определить по графику qk (H ) (в силу большого шага повысоте ΔH ) и он соответствует H = H ст ,то в качестве конечной высоты траекториинабора (начальной высоты крейсерского полета) берется значение:H k = H ст − (1...3) кмгде H ст - статический потолок самолета.Для маневренного самолета H k вычисляется по формуле (9).В целях упрощения дальнейших расчетов в качестве конечной высоты H k выбираетсяH kiзначение(в заданном узле, находящимся вблизи вычисленной величины)H k H ki ≤ H k .Конечная скорость набора высоты Vk для неманевренного самолета определяется по()графику qk V , H ki (см.раздел 2.2).Для маневренного самолета величина M k)M = arg min (M , H )Чтобы построить график q (V , H )определяется также графически по(зависимости qk V , H ki .kMikikk, необходимо для узловой точки H ki произвестирасчет qk по формулам (1…7).
Далее допольнить таблицу (строками), как это сделанодля неманевренного самолета (см.раздел 2.2).Характеристики набора высоты: угол наклона раектории θ наб , вертикальная скоростьVyнна , время tнаб , дальность Lнаб , расход топлива mТ наб определяются по формулам [1,5]θ наб = n x ⋅ ǽ 57,3 [грд] ; Vyнаб= Vy∗ ǽ[ ];мсHэк1dH э[мин]; tнаб = ∫ǽ=∗V dV()60V,MHyHэо1+g dHH экCe(M, H )Pp (M , H )dH э[км] ; mТнаб = ∫= ∫dH [кг ]1000n x (M , H )3600Vy∗ (M , H )H эоH эоH экL набВ формулах (10) размерность энергетической высоты H э [м]. Для вычисленияуказанныххарактеристикМ наб (H )[Vнаб (H )] .необходимознатьпрограммунаборавысотыВ качестве программы принимается полученная в разделе 2.2 зависимостьМ наб (H )[Vнаб (H )] , соответствующая максимальной энергетической скороподъмности.Данная прграмма близка оптимальным программам набора высоты по критериямминимума расхода топлива или набора времени.Для неманевренного самолета программа набора высоты содержит три участка: разгонна высоте H=0 от V0 = 1,2Vmin доп до V (Vyi max );набор высоты на H ki ; разгон (или()торможение на высоте H ki до скорости Vk qk min ).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
