9. Исходные данные для расчета траекторий (аэродинамические характеристики самолета и характеристики двигателей)

А) Зависимость коэффициента подъёмной силы самолета от угла атаки.

Б) Коэффициент лобового сопротивления самолета в общем случае можно представить в виде:

С_{x_a}=C_{x_пр}+С_{х_i}+C_{x_в}+ΔС_{х_доп} ,

Где C_{x_пр} – коэф. профильного сопротивления, возникающего вследствие сил трения и давления; С_{х_i} – коэф. индуктивного сопротивления (вихри), C_{x_в} – коэф. волнового сопротивления (вследствие появления скачков уплотнения при М>Mкр); С_{х_доп} – коэф. дополнительного сопротивления (от местных срывов потоков при α> α_кр).

На докритических углах атаки удобно пользоваться аналитическим выражением поляры в виде

С_{x_a}=C_{x_0}+АС²_{у_а}

Где C_{x_0≈} C_{x_пр-} коэф. сопротивления ЛА при нулевой подъёмной силе, АС²_{у_а} – коэф. индуктивного сопротивления; А=1/πλ_эф – коэф. «отвала» поляры. λ_эф – эффективное удлинение крыла.

Поляра самолета

Зависимости параметров поляры от числа Маха

Аэродин. хар-ки самолета

C_{x_0} – это с одной стороны функции геом-их параметров самолета , а с другой- функции чисел Маха и Рейнольдса (зависят от конфигурации и высоты полёта).

В) Высотно-скоростная характеристика ТРД- это зависимость располагаемой тяги двигателя от высоты и скорости полёта при неизменном режиме работы двигателя, т.е. P_p=f(H,M).

Для оценочных расчётов можно использовать следующие зависимости

-для Н<11000 м P(M,H)= ξΔ^0.85P₀

-для Н>11000 м P(M,H)= 1.2ξΔP₀

Здесь P(M,H) – зависимость тяги от числа Маха и высоты; Р₀- тяга двигателей на нулевой высоте при нулевой скорости; Δ=ρ_н/ρ₀ – относительная плотность воздуха на высоте Н.

Коэф. ξ для ТРД в диапазоне М=1..3,5 задаётся в виде ξ=1-0,32М+0,4М²-0,01М³.

10. Метод тяг. Расчет диапазона скоростей установившегося горизонтального полёта.

Методы расчёта аэродинамических характеристик обычно строятся на сравнении каких-либо параметров, необходимых для выполнения полёта и их располагаемых значений.

Например, метод потребных и располагаемых тяг для ТРД.

Потребной тягой называется тяга, необходимая для обеспечения прямолинейного установившегося полёта.

P_потр=f(H,V,m..)

Располагаемая тяга- это суммарная сила тяги двигателей.

P_расп=f(H,V,nдв..)

Основу метода заложил Н.Е. Жуковский.

Допущения: (α+φдв)- мал, P<<G, ϴ=0, V=const, H=const.

Используем систему уравнений:

или

Первое уравнение соответствует условию V=const (постоянство скорости), второе- условию Н=const. В данной системе

- положение рычага управления двигателем, определяющее режим работы двигателя.

Расчёт ведётся графоаналитическим или численным методом по алгоритму:

1. Рассчитываем потребную тягу для ряда значений воздушной скорости, высоты и нескольких значений веса ЛА G(макс, мин или средний). Рассчитываем P_p для тех же значений скорости и высоты полёта при различных режимах работы двигателей.

2. Наносим на один чертёж графики P_п=f(V), P_р=f(V) для заданных значений высоты (Н=const). Получаем сводный график- так называемую «сетку» кривых потребных и располагаемых тяг.

3. По графику определяем V_min и V_max, диапазон скоростей установившегося горизонтального полёта и др.