методические указания Динамика полета (564211), страница 4
Текст из файла (страница 4)
В узловых точках почислу М полета, указанных в таблицах исходных данных для заданных высот полетаопределяются:а) Максимально допустимая нормальная перегрузка{}n y доп = min n y э , n y (Cyдоп )(15)n y э - эксплуатационная перегрузка ( n y э = 2,5...3,5 - неманевренный, n y э = 8...9 -маневренный, n y э = 3...5 - ограниченно-маневренный самолет).n y (Cyдоп ) =Cyдопm Ps10; Су ГП = cСу ГПqб) Нормальная перегрузка предельного правильного виража{}n y вир = min n y доп , n y T ,n y T - нормальная перегрузка, определяемая тягой двигателейn yT = 1 +ΔP,ACy ГПгде ΔP - избыточная удельная тяга, вычисляется по формулам (3...( при m = mc , Акоэффициент отвала поляры самолета)в) Кинематические параметры виража:ω вир =gV;n y2 вир − 1; rвир =Vω вир2πrвирtвир =VНайденные значения характеристик заносятся в таблицу № 7Таблица № 7MVVqCy ГПCyдоп-мскмчНм2--n y доп K ГП Pп Р р ΔP n y T n y вир ω вир rвир--H Н---1смtвирсQПо данным таблицы № 7 строятся графики зависимостей (на одном рисунке):n y вир (M ) , ω вир (M ) , rвир (M ) , tвир (M ) .Далее для маневренного и ограниченно-маневренного самолетов определяютсяn y = 1,3,6,9(n y = 1,2,3,4,5)"перегрузочная" поляра.
Для значенийрассчитываетсятангенциальная перегрузка по формуле:nx =PрCxMm Ps10−; Cy ГП = c; CyM = n y Cy ГПqmc m0 g Cy ГПРезультаты расчета заносятся в таблицу № 8Таблица № 8MVq-мсНм2Cy ГПCyMCxMPpnx---H-По данным таблиц № I и № 8 строятся графики зависимостей CyM ( M , n y ) , Cyдоп (M )(на одном рисунке) и nx ( M , n y ) . В точках пресечения кривых CyM ( M , n y ) и Cyдоп (M )определяется минимально допустимое число М полета для заданных значенийнормальной перегрузки M min доп (n y ) . Найденные значения M min доп наносятся на графикnx ( M , n y ) , на котором также отмечается максимальное число М полета (из табл.
№ 2раздел 2.2).Время разгона t разг определяется по формулеt разг =0 , 9V max∫V mindVgnxИнтеграл вычисляется методом трапецийt разг = ∑ΔV; ΔV = V ( M i+1 ) − V ( M i )gnx срnx cp = 0,5[nx ( M i ) + nx ( M i+1 )],где nx ( M i ) определяется из таблицы № 8.Результаты расчетов заносятся в таблицу № 9.Таблица № 9МVΔVnxnx срΔVgnx срt разгмсмс--ccузел-По данным таблицы № 9 строится зависимость t разг (M )2.7. Расчет характеристик продольной статическойустойчивости и управляемостиПрежде чем приступить к расчету характеристик продольной статическойустойчивости и управляемости необходимо определить безразмерную площадьгоризонтального оперения S ГО из условия устойчивости и балансировки.Далее вычисляется следующие характеристики:1.
Зависимости от числа М (скорости) полета:- запаса статической устойчивости по перегрузке σ n ,- фокуса самолета χ F ,- точки нейтральности по перегрузке xM ,- предельно задней центровки χ ТПЗ .2. Зависимость от числа М (скорости) полета:- балансировочного отклонения органа продольного управления ϕ бал (δ бал ) ,- градиента отклонения органа продольного управления по перегрузке ϕ n (δ n ) ,- располагаемой нормальной перегрузки из условия балансировки.Для определения площади ГО ( S ГО ) рассчитываются предельно передняя χ ТПП ипредельно задняя χ ТПЗ центровки. Расчет предельно передней центровки ведется длярежима посадки.
Для маневренного сверхзвукового самолета(с двигателем,работающим на режиме "форсаж") кроме посадки расчетным режимом является маневрна высоте Н=15 км, М=1,8 при максимальной нормальной перегрузке n y = 3 .Предельно передняя центровка для указанных режимов вычисляется по формулеχ ТПП =− mZ 0 БГО + χ F БГОСу БГО + Су ГО S ГО К ГО LГОСу БГОгдеC y БГО = Сy 0ББГ + СyαБГО ⋅ α ;[(])ГОСy ГО = Cαy ГОα 1 − ε α + ϕ ЭФ < 0 ;⎧ϕ + n Bδ maxϕ ЭФ = ⎨ устϕ max⎩- для неманевренного самолета- для маневренного и ограниченно-маневренного самолета (ЦПГО).ϕ max (δ max ) = −250 ; ϕ уст = −40 ;Аэродинамические характеристики самолета без ГО и ВО для режима посадкиуказаны (см. приложение).Величина угла атаки при посадке (касании ВПП) приведена в разделе 2.5.
Приманеврировании с заданной перегрузкой угол атаки вычисляется по формуле:α=Сy − C y 0 БГО − СyαГОГО ⋅ ϕ ЭФ ⋅ SГО ⋅ К ГО()СyαБГО + СyαГОГО 1 − ε α SГО К ГО;гдеn y m Ps ⋅ 10сV 2 HCy =[ ];q =2 м2qданm = 1 − 0,5mT ; Ps[ 2 ]м(табл.П1)Если при вычисленном значении угла атаки Cy ГО ≥ 0 , то следует уменьшитьрасчетную перегрузку.Предельно задняя центровка вычисляется для режима Н=0, М=0,8 по формулеχ ТПЗ = χ Н + σ n min ,где(15)χ Н = χ F − mZω ; μ =Z2 Ps10дан; Ps[ 2 ];ρ 0 gbaмmZω Z = mZω Z БГО + mZω Z ГО ; mωZ Z ГО = −СyαГОГО S ГО LГОχ F = χ F БГО + Δχ F ; Δχ F ≈2К ГО ;СyαГОГО(1 − ε α ) S ГО LГО K ГОСyασ n min - минимально допустимый запас статической устойчивости по перегрузке,- для неманевренного самолета - σ n min = −0,1 ,- для маневренного и ограниченно-маневренного самолетов σ n min = −0,05 .По приведенным выше формулам для ряда значений S ГО (0.05,0.3,0.5,)рассчитывается предельно передняя (для одного, двух режимов) и предельно задняяцентровки.
Результаты расчета заносятся в таблицу № 10Таблица 10S ГО0.05 0.30.5χ ТППχ ТПЗЗатем на одном рисунке строятся зависимостиχ ТПП ( S ГО )χ ТПЗ ( S ГО ) ,графически определяется потребная площадь ГО из условия:χ ТПЗ ( S ГО ) − χ ТПП ( S ГО ) = Δχ Т эгде Δχ Т э - эксплуатационный разброс центровок⎧0.15 для неманевренного самолетаΔχ Т э ≈ ⎨⎩0.08для маневренного самолетаДалее расчеты характеристик устойчивости и управляемости производятся для среднейцентровки:χ Т = 0.5[ χ ТПЗ ( S ∗ ГО ) + χ ТПП ( S ∗ ГО )]При расчете зависимостей χ F (M ) , χ H (M ) , χ ТПЗ (M ) используются формулы(15).Величина σ n определяется выражениемσ n = χT − χ F −mωZ ZμЗначения величин χ F , χ H , χ ТПЗ ,σ n определяются в узловых точках по M навысоте Н=0.Результаты расчета заносятся в таблицу № II.Таблица № IIχFМχНχ ТПЗσnПо данным таблицы № II на одном рисунке строятся графики зависимостей:χ F (M ) , χ H (M ) , χ ТПЗ (M ) , σ n (M )Зависимости ϕ бал ( М )[δ бал (V )], ϕ n ( М )[δ n (V )], n y p ( M )[n y p (V )] определяются длятрех значений высоты: Н=0 км, Н=9 км (6 км) и высоты крейсерского полета H кр ,найденной в разделе 3.1.Для вычислений указанных зависимостей используются формулы [1.5]ϕ бал (δ бал ) = −ϕ n (δ n ) = −ny p = 1 +mZ 0 + mZCy Cy ГПδmZ (1 +mZCyα ГО,)Cy ГПσ n,mZδϕ max (δ max ) − ϕ бал (δ бал )ϕ n (δ n )гдеCy ГП =10 Рsmдан;m = 1 − 0,5mT ; Ps[ 2 ]qмmZ 0 = mZ 0 БГО − S ГО LГО К ГОСуαГОГО (α 0 , ε 0 )α 0 - угол атаки самолета при Су=0.mZCy = χ T − χ F , χ F = χ F БГО + Δχ F ГОmZδ = −CyαГОГО S ГО LГО К ГО nв(дляманевренногоиограниченно-маневренногосамолета nв = 1 ).Значения величин ϕ бал [δ бал ],ϕ n [δ n ], n y p вычисляются в узловых точках по М,заданных в таблицах исходных данных.Результаты расчетов заносятся в таблицу № 12.Таблица № 12.МVϕ бал [δ бал ]ϕ n [δ n ]ny p-кмчградградед.перег-Можно организовать одну таблицу для трех высот: по строчкам заносятсязависимости характеристик от числа М (скорости).По данным таблицы № 12 строятся зависимости:1) ϕ бал ( М , H i )[δ бал (V , H i )] - на одном рисунке,2) ϕ n ( М , H i)[δ n (V , H i )] - на одном рисунке,3) n y p ( M , H i )[n y p (V , H i )] - на одном рисунке.На графиках зависимостей n y p ( M , H i )[n y p (V , H i )] наносятся зависимости отчисла М (скорости) допустимой нормальной перегрузки по условиям срываn y доп ( М )[n y доп (V )] (см.
п. 2.6 формулу (15)).3. ЛИТЕРАТУРА1. Аэромеханика самолета. Под ред.А.Ф. Бочкарева. -М.: Машиностроение, 1985.2. Нормы летной годности пассажирских самолетов. -М.: МАП,МГА, 1974.3. Остославский И.В. Аэродинамика самолета. -М.: оборонгиз, 1957.4. Проектирование самолета. Под ред.С.М. Егера. -М.: Машиностроение, 1983.5. Сурин В.П., Голобородько И.Л. Выскребенцев Л.И. Динамика и летныеиспытания самолета. -М.: МАИ, 1982.МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫИ ИНСТИТУТ им.СЕРГО ОРДЖОНИКИДЗЕКАФЕДРА ДИНАМИКИ И УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМСАМОЛЕТОВДата защиты “___“____________200 г.ОценкаУтверждаю:_______________Консультант(подпись членов_______________комиссии)“___”_______200 г.ОТЧЕТО КУРСОВОЙ РАБОТЕ по ДИСЦИПЛИНЕ ДИНАМИКА ПОЛЕТА“ Расчет летных характеристик, характеристик статическойустойчивости и управляемости неманевренного (маневренногоили ограниченно-маневренного) самолета “( прототип______)ИсполнительСтудент/ка гр 01-4-XXМосква 200 г.ПРИЛОЖЕНИЕТаблица П1А. НЕМАНЕВРЕННЫЕ САМОЛЕТЫ№заданий12345678910111213141516Орг.режимаполета,прототипM ≤ 0,85V ≤ 750 кмчi(БОИНГ-747)M ≤ 0,8Vi ≤ 650 кмч(С-5А)M ≤ 0,85V ≤ 750 кмiч(ИЛ-86)M ≤ 0,85V ≤ 750 кмiч(L-1011)M ≤ 0,9Vi ≤ 830 кмч(ИЛ-62М)M ≤ 0,8Vi ≤ 650 кмч(ИЛ-76)M ≤ 0,9Vi ≤ 820 кмч(ТУ-154)M ≤ 0,75V ≤ 570 кмi(ЯК-42)чm0m ЦНmТmСНР0 Нтонн----3720,20,440,460,2820,44/23500,220,390,470,290,373230,310,340,450,233000,280,380,452060,210,41900,15186Се0 НbaLГОм-7006,84,404/26806,34,320,424/25609,54,430,220,394/25408,64,500,50,250,454/257074,300,420,50,260,424/25506,74,000,220,370,510,290,353/25757,43,401700,20,40,510,280,363/25307,13,601650,140,410,50,270,54/25856,93,501500,160,380,50,2920,484/25956,43,301570,230,420,470,3060,54/25677,53,801400,260,390,460,3150,544/25357,03,90900,20,40,50,320,53/25005,33,60800,20,370,50,280,463/25504,74,20520,240,30,50,3750,563/23474,34,10400,230,280,50,350,523/23304,53,40кгдан ⋅ чnдв-Psданм2ПРИЛОЖЕНИЕПродолжение таблицы П1Б.
МАНЕВРЕННЫЕ И ОГРАНИЧЕННО-МАНЕВРЕННЫЕ№заданий1718192021222324252627282930Орг.режимаполета,прототипM ≤ 2,5Vi ≤ 1500 кмч(F-15 - маневр)M ≤2Vi ≤ 1450 кмч(F-10 - маневр)M ≤ 2,35Vi ≤ 1200 кмч(F-14A- маневр)M ≤ 1,5Vi ≤ 1400 кмч(ЯГУАРогр.ман)M ≤ 2,3Vi ≤ 1200 кмч(F-111-огр.ман)m0m ЦНmТmСНР0 Нтонн----18,218,20,070,150,250,250,600,60200,150,3310,310,30,150,1913Се0 НкгРежимдвиг-PsданbaLГОм-форсажб/фм23223224,85,01,151,20,6форсаж3404,91,30,670,670,70,7форсажб/ф3703702,93,11,551,620,50,70,65форсаж4002,71,40,240,60,510,62форсаж4255,11,20,10,150,20,250,250,30,30,270,650,610,480,480,510,60,350,3520,620,650,540,54б/ффорсажфорсажб/ф4254756046044,74,92,83,01,31,41,71,8516,50,250,270,50,370,6форсаж5502,91,532350,250,150,250,30,50,550,50,470,70,65б/ффорсаж5305807,57,01,21,30,70,76дан ⋅ ч0,650,680,600,60,350,290,520,520,190,29250,1253214,514,5ПРИЛОЖЕНИЕ П2ХАРКТЕРИСТИКИ СТАНДАРТНОЙ АТМОСФЕРЫНкмPHнм2ρHкгΔ=ρHρ0Δ−1aHм3--мс01013301,2311340,427949901,010,8211,11332,73701300,910,7391,16328,74616600,820,6661,23324,76472100,660,5371,37316,68356500,5260,4281,53308,29307900,4670,381,62303,910262900,4140,3371,72299,611226900,3650,2971,86295,212193900,3120,2541,98295,214141600,2280,1852,32295,215121100,1950,1592,51295,216103500,1670,1362,68295,21875600,1220,0993,16295,22055300,0890,0723,74295,22147300,0760,0614,05295,22240400,0650,0584,15295,22429500,04750,0395,05295,2CyдопА1,51,4Схm ⋅101,3α−1 1]Cy ⋅10 [рад 1,21,1Cy m ⋅ 10+ α 0 ⋅10 2 [ рад] 1,00,90,80,70,60,50,40,30,20,10,0Cy m+α0CyдопCy αСх mА0,20,3Рис.П1.0,40,50,60,70,80,9Аэродинамические характеристики самолета №1(полетная конфигурация)Cy2,5Cy св2Cy (α )1,521Cx (Cy )12130,53Cx ⋅ 10 − 20-10Рис.П2.-50510152025Аэродинамические характеристики самолета №1На взлётно-посадочных режимах;1-взлетный, 2-посадочный, 3-пробег свыпущенными интерцепторамиα [ рад ]301Cyα ⋅10 −1[ 1Арад]1,5CyдопCyдопC ym = α 0 = 0Схm ⋅101Cy α0,5Сх mАM00,51Рис.П5.1,522,5Аэродинамические характеристики самолета №3(полетная конфигурация)Cy2Cy св1,5Cy (α )1Cx (Cy )0,5Cx ⋅ 10 − 20-50510152025Рис.П2.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
