10. Расчет характеристик продольной статической устойчивости и управляемости
Прежде чем приступить
к расчету характеристик продольной
статической устойчивости и управляемости
необходимо определить безразмерную
площадь горизонтального оперения
из условия устойчивости и балансировки.
Далее вычисляются следующие характеристики:
Зависимости от числа М (скорости) полета:
запаса статической устойчивости по перегрузке n,
фокус самолета ХF,
точки нейтральности по перегрузке
,предельно задней центровки
,
Зависимость от числа М (скорости) полета:
балансировочного отклонения органа продольного управления бал (бал),
градиента отклонения органа продольного отклонения по перегрузке n (n),
располагаемой нормальной перегрузки из условий балансировки.
Для определения
площади ГО SГО
рассчитываются предельно передняя
и предельно задняя
центровки. Расчет предельно передней
центровки ведется для режима посадки.
Предельно передняя центровка для указанных режимов вычисляется по формуле:
,
где
;
,
Предельно задняя центровка вычисляется для режима Н=0, М=0,8 по формуле:
(1) ,
где
;
,
ps
[дан/м2];
,
;
;
;
nmin – минимально допустимый запас статической устойчивости по перегрузке. Для неманевренного самолета nmin = -0,1.
По приведенным выше формулам для ряда значений =0,05; 0,3; 0,5 рассчитываются предельно передняя и предельно задняя центровки. Результаты расчета заносятся в табл.11.
Затем на одном рисунке (Граф. 31) строятся зависимости , графически определяется потребная площадь го из условия:
,
где
-
эксплуатационный разброс центровок,
для неманевренного самолета
0,15.
Далее расчеты характеристик устойчивости и управляемости производятся для средней центровки:
.
При расчете
зависимостей
используются
формулы (1). Величина n
определяется выражением
,
значения величин
определяются
в узловых точках по М на высоте Н=0.
Результаты заносятся в табл.12.
По данным табл.12 на одном рисунке строятся графики зависимостей:
Граф.
32-
.
Зависимости
определяются для трех значений высоты:
Н=0 км, Н=6 км и высоты крейсерского полета
Нкр.
Для вычислений указанных зависимостей используются следующие формулы:
,
,
,
где
,
,
ps
[дан/м2],
,
-
угол атаки самолета при Су=0,
,
,
.
Значения величин
вычисляются в узловых точках по М,
заданных в таблицах исходных данных.
Результаты расчетов заносятся в табл.13.
По данным табл. 13 строятся зависимости:
Граф.
26 -
;
Граф.
27 -
;
Граф.
28 -
.
На графиках
зависимостей
наносятся зависимости от числа М
(скорости) допустимой нормальной
перегрузки по условиям срыва
.
Табл. 11
-
Sго
0,05
0,3
0,5
χТПП
0,2744498
0,086844
-0,0632399
χТПЗ
0,3002775
1,112606
1,76246865
Граф. 26 -
Табл. 12
-
M
χF
χH
χТПЗ
Ϭп
0,3
0,6438103
0,80746
0,30866327
-0,498796
0,5
0,6669904
0,833434
0,31146454
-0,521969
0,7
0,6878849
0,864617
0,32178002
-0,542837
0,8
0,710228
0,890114
0,32494223
-0,565172
0,85
0,7296835
0,90579
0,32115272
-0,584637
0,9
0,7718948
0,948815
0,3219691
-0,626846
Граф. 27-
Табл. 13
-
H=0
M
Vкм
δбал
δп
nyр
0,3
367,632
-4,605744
-18,1029
2,12657396
0,5
612,72
-4,4098911
-6,7045046
4,0710858
0,7
857,808
-4,5044759
-3,4795415
6,89029447
0,8
980,352
-4,8322909
-2,9237746
7,89783311
0,85
1041,624
-5,2160574
-2,9246441
7,76456412
0,9
1102,896
-5,6941469
-3,0122101
7,40919881
H=6
M
Vкм
δбал
δп
nyр
0,3
341,928
-5,0295208
-39,000181
1,5120612
0,5
569,88
-4,5680174
-14,443923
2,41457298
0,7
797,832
-4,5871036
-7,4961882
3,72310353
0,8
911,808
-4,9022309
-6,2988656
4,1906966
0,85
968,796
-5,2864665
-6,3007389
4,12876534
0,9
1025,784
-5,7676902
-6,4893876
3,9636556
H=11
M
Vкм
δбал
δп
nyр
0,3
318,816
-5,8835903
-81,116052
1,23566741
0,5
531,36
-4,8867013
-30,041758
1,66951138
0,7
743,904
-4,7536294
-15,59124
2,29857344
0,8
850,176
-5,0431862
-13,100942
2,52331135
0,85
903,312
-5,4283673
-13,104838
2,49346616
0,9
956,448
-5,9159076
-13,497207
2,41392904
Граф.
27
-
Граф. 28
-
Граф. 29 -
