2.2. Рачет характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.
Для расчета характеристик устойчивости и управляемости самолета в различных конфигурациях необходимы следующие аэродинамические характеристики, которые представлены.в таблице 2.9 данных:
Таблица 2.9
Аэродинамические коэффициенты |
|||||||||
М |
Суα |
XF |
mzwz(Т) |
mzα(T) |
mzφ |
mzпго |
mzδ |
mzо |
mzα |
0,3 |
3,970 |
0,293 |
-6,94 |
-2,235 |
-0,150 |
-0,040 |
-0,190 |
0,0250 |
-0,200 |
0,5 |
3,975 |
0,293 |
-6,94 |
-2,235 |
-0,150 |
-0,040 |
-0,190 |
0,0250 |
-0,233 |
0,7 |
4,125 |
0,327 |
-7 |
-2,130 |
-0,150 |
-0,040 |
-0,190 |
0,0250 |
-0,382 |
0,9 |
4,475 |
0,407 |
-7,2 |
-1,785 |
-0,145 |
-0,039 |
-0,184 |
0,0240 |
-0,772 |
1 |
4,575 |
0,464 |
-7,4 |
-1,500 |
-0,138 |
-0,037 |
-0,175 |
0,0230 |
-1,051 |
1,1 |
4,355 |
0,480 |
-8 |
-1,350 |
-0,133 |
-0,036 |
-0,169 |
0,0225 |
-1,063 |
1,3 |
4,075 |
0,472 |
-7,2 |
-1,425 |
-0,140 |
-0,037 |
-0,177 |
0,0200 |
-1,011 |
1,5 |
4,035 |
0,467 |
-6,78 |
-0,900 |
-0,153 |
-0,041 |
-0,194 |
0,0175 |
-0,951 |
1,7 |
4,018 |
0,461 |
-6,48 |
-0,600 |
-0,125 |
-0,033 |
-0,158 |
0,0150 |
-0,551 |
2 |
4,005 |
0,456 |
-6,26 |
-0,450 |
-0,117 |
-0,031 |
-0,148 |
0,0125 |
-0,886 |
2,5 |
3,981 |
0,445 |
-5,94 |
-0,300 |
-0,116 |
-0,031 |
-0,147 |
0,0100 |
-0,838 |
-
Исходные данные для расчета:
mср
=21475
кг
Sкр
=60,9
м2
ba
=4,68
м
Lго
=6,1
м
Jz
=323120
кгм2
2.2.1. Определение допустимого диапазона центровок
2.2.1.1. Предельно-передняя центровка.
Предельно-передняя центровка определяется для следующих расчетных режимов:
-Посадка;
-Отрыв носового колеса при разбеге самолета на взлете.
Произведем расчет предельно-передней центровки
а) “Посадка”
Уравнение равновесия моментов на посадке, при отсутствии момента от шасси, имеет вид:
где 
– статический момент ГО;
;
;
– удлинение части крыла обслуживаемой
механизацией
– коэффициент эффективности руля
высоты;
h=h3+0,2bA
; 
Исходные данные |
|
Vпос |
=240 км/ч |
m0 |
=21475 кг |
Ср |
=0,94 |
Сmz мех |
=-0,1 |
Сy пос |
=0,6 |
ny пос |
=1 |
mz0 |
=0,025 |
mzwz |
=-6,94 |
mzδ |
=-0,1 |
=0,215
б) “Отрыв носового колеса”
Уравнение равновесия моментов при отрыве носового колеса, с учётом момента от шасси, имеет вид:
где ;
h=h3; 
;
;
;
.
Исходные данные
Vотр |
=240 км/ч |
|
m0 |
=25650 кг |
|
Ср |
=0,94 |
|
Сmz мех |
=-0,1 |
|
Сy отр |
=1,2 |
|
ny отр |
=1 |
|
mz0 |
=0,025 |
|
mzwz |
=-6,94 |
|
mzδ |
=-0,1 |
|
Vпос |
=240 |
|
=0,164.
Таким образом окончательно выбирается предельно – передняя центровка:
={0,215;0,164}=0,215.
Предельно – задняя центровка
Предельно-задняя центровка определяется из условия обеспечения минимального запаса статической устойчивости на режиме М=0,5 Н=7000 м:
где 
- относительная плотность самолета в
продольном движении;
- относительное расстояние от САХ до
ГО.
Исходные данные для расчета Хтпз |
||
маневр |
|
|
H |
=9 |
|
М |
=0,75 |
|
PPACП |
=7791 |
|
mzwz |
=-6,94 |
|
n. min |
=-0,05 |
|
ХF |
=0,53 |
|
m |
=21475 |
|
=0,365
Эксплуатационный разброс центровок:
=0,15.
ВЫВОДЫ:
1) Эксплуатационный разброс центровок соответствует требованиям, предъявляемым к маневренным самолетам,
2)
Определена средняя центровка для расчета
пилотажных характеристик
0,29