методические указания Динамика полета (564211), страница 3
Текст из файла (страница 3)
Анологичная программа наборавысоты и для маневренного и ограниченно-маневренного самолета, совершающегополет на бесфорсажном режиме работы двигателя. При наборе высоты на режиме“форсаж” кроме указанных участков прграмма содержит участок разгона напромежуточной высоте H ki от дозвуковой скорости M дозв (Vyi max ) до сверхзвуковой()M св Vyi max (см.раздел 2.2).При расчете участка торможения на высоте H kiдо крейсерской скорости Vkпринимается режим работы двигателя “малый газ”.Вычисление интегралов (10) производится методом трапеций:tнаб = ∑ΔH э[мин] ; L наб = ∑ 1 ⋅ ΔH э [мин]∗60Vy срn x ср 1000mТнаб = ∑ΔH э ⎛⎜ СeP ⎞⎟[кг ]36000 ⎜⎝ Vy∗ ⎟⎠сргде()H эi = H i +(V ) [М ](i +1iΔH э = H э Vнаб, H i +1 − H э Vнаб,Hi)i 22gH эi [М ] - высота в узловой точке; V i [ мс ] – скорость, соответствующая Vy∗ max (H i ) принаборе высоты; для участков разгона V i соответствует узловой точке по M (или V[км/ч])[]Vy∗ср = 0,5 Vy∗ (H эi ) + Vy∗ (H эi +1 )[ ( )(nxср = 0,5 n x H эi + nx H эi +1)]⎛ CeP ⎞⎡⎤CeP⎜ ∗ ⎟ = 0,5⎢ CePH эi + ∗ H эi +1 ⎥∗⎜ V ⎟Vy⎥⎦⎝ y ⎠ср⎣⎢ Vy( )()кгCe[нч] - удельный часовой расход топлива при наборе высоты (R=1).Величины Pp [H ] , Vy∗ [ мс ] , Δp (n x ) определяются для точки {M наб [Vнаб ], H i } по графикам,построенным в разделе (2.2).
Число M наб (скорость Vнаб [кмч ] ) находится по графикам)[ ((V y∗ H , H i Vy∗ V , H i)] (для участка набора высоты). Как уже отмечалось, для участковразгона при H=const M наб [Vнаб ] определяется по заданным узловым точкам.При расчете угла наклона траектории θ наб и вертикальной скорости Vy наб производнаяdVвычисляется по формулеdHdV V i +1 − V −1=dH H i +1 − H iгде V i -скорость[ ], Hмci-высота [м]Результаты расчетов заносятся в таблицу №3.Таблица №3HMМ-узелнабVмсVкмΔVΔHnxкмч1с-V y∗мсθградHэΔH эn x срΔH э1000n xмм-кмVyмсПродолжение таблицы №3LнабкмVy∗срмсΔH эVy∗ср 60t набCePминминкгНчНCePVy∗⎛ CeP ⎞⎜ ∗ ⎟⎜ V ⎟⎝ y ⎠ΔH э ⎛⎜ CeP ⎞⎟3600 ⎜⎝ Vy∗ ⎟⎠mТнабкгкгПо данным таблицы №3 строятся зависимости:1. H (t ) , θ (t ) , Vy (t ) , M (t ) [V (t )]- на одном рисунке,2. H (t ) , L(t ) , m y (t ) - на одном рисунке.2.3.2. Расчет характеристик крейсерского полета.Относительный расход топлива на участке крейсерского полета вычисляется примаксимальной целевой (полезной) нагрузке для неманевренного самолета; сподвесными баками - для маневренного и ограниченно маневренного самолета( m ун = mТПБ )mT кр = 1 − mсн − mцн − mT наб − mT снп − mT анз − mT пр(11)где mсн - относительная масса пустого снаряженного самолета (таблица № П1), mцн относительная масса целевой нагрузки (таблица № П1),mснаб=mmснабс- относительнаямасса топлива, расходуемая при наборе высоты, определяется в разделе 2.3.1.
mT снп относительная масса топлива, расходуемая при снижении и посадке (с учетом полетапо кругу в районе аэродрома),тТанз- аэронавигационный запас топлива,тТпр- запастоплива для маневрирования по аэродрому, опробования двигателей, взлета, величиныmT снп , mТ анз , mT пр определяются для неманевренного, маневренного и ограниченно-маневренного самолетов по следующей таблицеmT снпmТ анзнеманевренный. 0,015 0,05mT пр0,01маневренный,ограниченно-0,025 0,020,01маневреныйВремя Tкр и дальность Lкр крейсерского полета определяются на режиме( M , K ГП ) = const по формулам [5] :Tкр =1 − mT наб − mT пр60 K ГПln[ мин];gCe1 − mT кр − mT наб − mT пр1 − mT наб − mT пр36VK ГПLкр =ln[км]gCe1 − mT кр − mT наб − mT пр(12)формулы (12) справедливы при допущении Ce = const , что имеет место на высотахH ≥ 11км .
Если крейсерский полет происходит на меньших высотах, то соотношения(12), следует рассматривать как приближенные.В формулах (12) параметры K ГП , Се[мкг],V [ ] определяются выражениями (3,7)снчдля режима полета ( M К [VК ], Н К ) соответствующего минимуму километрового расходав начале крейсерского полета (в конце участка набора высоты) (см. раздел 2.3.1).Высота H кр в конце крейсерского полета определяется по формуле :ρ н кр =2mкр ) Ps10 кгдан[ 3 ], Ps[ l ]lмCy ГПVK мгде mкр - относительная масса самолета в конце крейсерского полета.mк кр = 1 − mT наб − mT пр − mT кр(13)По величине ρ н кр из таблицы стандартной атмосферы находится H к кр2.3.3.
Расчет характеристик участка снижения |Характеристики участка снижения : угол наклона траектории Θсн , вертикальнаяскорость Vyсн , время tсн , дальность Lсн , вычисляются по формулам (10).В качестве программы снижения принимается полученная в разделе 2.2зависимостьM сн ( H )[Vсн ( Н )] ,соответствующаяминимумупотребнойтяги(максимальному качеству). Данная программа близка к оптимальной программеснижения с точки зрения получения максимальной дальности полета. Программаснижения содержит два участка : торможение на высотеH крдо скоростиM ( Pп min )[V ( Pп min )] , снижение до высоты Н=0.При снижении режим работы двигателя - "малый газ".Начальные условия:Высота начала снижения равна высоте полета самолета в конце крейсерскогоучастка ( H 0 сн = Н к кр ) Число М (скорость V [км/ч]) полета соответствует минимумупотребнойтягинавысотеH 0 сн ,определяетсяпографикуM ( Pп min ) = f ( H )[V ( Pп min = ϕ ( H ))] , построенному в разделе 2.2.Конечные условия:Высота конца участка снижения условно принимается равной нулю ( H кр = 0 ).Скорость в конце снижения соответствует наивыгоднейшей скорости при Н=0.Vк сн = V ( Pп min )[ M к сн = M ( Pп min )]Методика расчета характеристик траектории снижения аналогична описанной в разделе2.3.1 для участка набора высоты.
Результаты расчетов заносятся в таблицу №4аналогичную таблицы № 3.По данным расчета на одном рисунке строятся зависимости:H (t ), Θ(t ),Vy (t ), M (t )[V (t )], L(t )Раздел "Расчет траектории полета" заканчивается построением совмещенного графикаH (α ) , для участков: набора высоты, крейсерского полета и снижения.2.4. Расчет диаграммы транспортных возможностейнеманевренного самолета.Данный раздел выполняется только для неманевренного самолета, Определяетсязависимость целевой (коммерческой) нагрузки от дальности полета самолета - mцн (α ) .Расчет ведется для трех режимов:1) Полет с максимальной коммерческой нагрузкой,2) Полет с максимальным запасом топлива,3) Полет без коммерческой нагрузки (mцн = 0) с максимальным запасом топлива.Для режима №I дальность полета определена в разделе 2.3. Для второго итретьего режимов дальность полета вычисляется по формулеL = Lнаб + Lкр + LснВ целях упрощения расчетов принимается допущение, что дальности и расход топливапри наборе высоты ( Lнаб , mT наб ) и снижении ( Lсн , mT сн ) для трех указанных режимов неизменяются.
Величины Lнаб , mT наб , Lсн , mT сн определены в разделе 2.3.Дальность участка крейсерского полета вычисляется по формулеLкр =mвзл − mT наб − mT пр36VKln[км]gCemвзл − mT кр − mT наб − mT пргде mвзл - взлетная масса самолета, отнесенная к максимальной (mвзл =mвзл).m0Значения параметров V, K , Ce принимаются равными вычисленным в разделе2.3.Взлетная масса самолета mвзл и расход топлива на участке крейсерского полетаmT кр определяется следующим образом.Режим №2mвзл = 1mT кр = mT max − mT наб − mT сн − mT анз − mT пр(14)где mT max - максимальная масса топлива, заливаемая в баки (табл. П1), составляющиеmT наб , mT сн , mT анз , mT пр определены в разделе 2.3.При данном режиме полета масса целевой (коммерческой) нагрузки mцнуменьшается за счет увеличения массы топливаmцн = 1 − mпуст − mT max ; mком = mком m0Режим №3mвзл = mпуст + mT maxРасход топлива mT кр вычисляется по формуле (14).Результаты расчетов заносятся в таблицу №5.ежимI23L[км]mцн [кг]Табл.ОП1По данным таблицы №5 строят кусочно-линейную зависимость mцн (L) .2.5.
Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета.В данном разделе определяются характеристики:- скорость отрыва при взлете Vотр [км],ч- длина разбега L p [ м] ,- взлетная дистанция Lвд [ м] ,- скорость касания ВПП при посадке Vкас [км],ч- длина пробега Lпр [ м] ,- посадочная дистанция Lпд [ м] .Расчет взлетно-посадочных характеристик производится при следующихпредположениях:а) угол атаки при разбеге и пробеге α р = α п = 2D ,б) угол атаки при отрыве (во время взлета) и касании ВПП (при посадке):α отр = α кас = 6D - для неманевренного самолета, α отр = α кас = 7D - для маневренного иограниченно-маневренного самолета,в) безопасная высота пролета препятствий (для расчета взлетной и посадочнойдистанции): H взл = 10,7 м - при взлете, - H пос = 15 м при посадке,г) коэффициент трения: f p = 0,02 - при разбеге, f пр = 0,2 - при пробеге (с учетомтормозной системы),д) тяга двигателей на I5...20% больше номинальной (безфорсажной) тяги.
Нафорсажном режиме работы двигателей взлетная тяга не увеличивается: равна тягедвигателя на форсаже,е) при пробеге по ВПП на неманевренном самолете используется режим"реверса тяги".При пробеге маневренного и ограниченно-маневренного самолетов используетсяпарашют: ΔC x пар = 0,8 .Взлетно-посадочныехарактеристикирассчитываютсяпоприближенныманалитическим соотношениям [1,5]I) Скорость отрыва при взлетеVотр =20 Рs (1 − 0,9 Pвзл sin α отр ) м[ ]ρ 0Суотрсгде Pвзл - взлетная тяговооруженность2) Длина разбегаLp =Cp1мln,Vотр [ ]22 gbp Cp − bpVотрсСр = 0,9 Pвзл − f p , bp = (Cx p − f pCy p )ρ02 Ps103) Взлетная дистанцияLвд = L p − LbybLbybгде22⎞1 ⎛⎜ V2 − Vотр⎟=+Hвзл ⎟n€x ср ⎜⎝ 2 g⎠мV2 - безопасная скорость взлета [ ] : V2 = 1,1Vотр ,сH взл - безопасная высота взлета,n€x ср - тангенциальная перегрузка для среднеквадратического значения скоростиV€ср2V 2 − VотрСх ρ V€V€ср = 2; n€ср = Рвзл − отр 0 срРs 20224) Скорость касания ВПП при посадке:Vкас =2mпос Ps10 м[ ]Cyкас ρ 0 сmпос - относительная масса самолета при посадке:mпос = mк кр − mT снпmк кр - относительная масса самолета в конце крейсерского полета (определена вразделе 2.3.2),mT снп - относительная масса топлива расходуемого при снижении и посадке(раздел 2.3.2).5) Длина пробегаa −bV2м1ln п п кас ,Vкас [ ]2 gbпапсLпроб =ап = − Р рев − f п , bп =Р рев =ρ0mпос Рs 20(Cxпроб − f пСупроб )Р ревmпосд6) Посадочная дистанцияLпд = Lпроб + Lвуп2⎛⎞ мV 2 − Vкас⎟,V [ ]Lвуп = К пос ⎜⎜ Н пос + плс2 g ⎟⎠⎝СyК пос = пос ; Cyпос = 0,7Сукас (α кас )СxпосVпл =2mпос Ps10 м[ ]Cyпос ρ 0 сВ приведенных выше формулах приняты следующие обозначения:Ps[данм2] - удельная нагрузка на крыло (табл.П1),α отр , Суотр , Сукас - аэродинамические характеристики самолета при отрыве отВПП и касании ВПП при посадке α кас = α отрCу р , Сх р , Суп , Схп - аэродинамические характеристики самолета при разбеге ипробеге по ВПП,f p , f п - коэффициенты трения при разбеге и пробеге,Н взл , Н пос - безопасные высоты при взлете и посадке.2.6.
Расчет характеристик маневренности самолетаВ данном разделе определяются следующие характеристики:1) Зависимости от числа М (скорости) полета характеристик предельногоправильного виража:- нормальной перегрузки n y вир ,- угловой скорости виража ω вир ,- радиуса виража rвир ,- времени выполнения виража tвир .2) Зависимости тангенциальной перегрузки nx от числа М полета и нормальнойперегрузки n y ("перегрузочная" поляра).3) Время разгона от минимального числа М полета до 0,9M max .Для неманевренного самолета характеристики предельного правильного виражарассчитываются для высоты Н=6 км.Для маневренного и ограниченно-маневренного самолетов характеристикиманевренности определяются для высоты Н=9 км.Характеристики маневренности рассчитываются при 50%-ом выгорании топливадля массы самолета:mc = 1 − 0,5mTРасчет производится в следующей последовательности.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
