2.5. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета.

В данном разделе определяются характеристики:

- скорость отрыва при взлете ,

- длина разбега ,

- взлетная дистанция ,

- скорость касания ВПП при посадке ,

- длина пробега ,

- посадочная дистанция .

Расчет взлетно-посадочных характеристик производится при следующих предположениях:

а) угол атаки при разбеге и пробеге ,

б) угол атаки при отрыве (во время взлета) и касании ВПП (при посадке): - для неманевренного самолета,

в) безопасная высота пролета препятствий (для расчета взлетной и посадочной дистанции): - при взлете, - при посадке,

г) коэффициент трения: - при разбеге, - при пробеге (с учетом тормозной системы),

д) тяга двигателей на взлетном режиме на I5...20% больше номинальной тяги,

е) при пробеге по ВПП на неманевренном самолете используется режим "реверса тяги".

Взлетно-посадочные характеристики рассчитываются по приближенным аналитическим соотношениям [1,5]:

1. Скорость отрыва при взлете

где - взлетная тяговооруженность

2) Длина разбега

3) Взлетная дистанция

где - безопасная скорость взлета : ,

- безопасная высота взлета,

- тангенциальная перегрузка для среднеквадратического значения скорости

4) Скорость касания ВПП при посадке:

- относительная масса самолета при посадке:

- относительная масса самолета в конце крейсерского полета (определена в разделе 2.3.2),

- относительная масса топлива расходуемого при снижении и посадке (раздел 2.3.2).

5) Длина пробега

6) Посадочная дистанция

В приведенных выше формулах приняты следующие обозначения:

- удельная нагрузка на крыло (табл.П1),

- аэродинамические характеристики самолета при отрыве от ВПП и касании ВПП при посадке

- аэродинамические характеристики самолета при разбеге и пробеге по ВПП,

- коэффициенты трения при разбеге и пробеге,

- безопасные высоты при взлете и посадке.

2.6. Расчет характеристик маневренности самолета

В данном разделе определяются следующие характеристики:

1) Зависимости от числа (скорости) полета характеристик предельного правильного виража:

- нормальной перегрузки ,

- угловой скорости виража ,

- радиуса виража ,

- времени выполнения виража .

Для неманевренного самолета характеристики предельного правильного виража рассчитываются для высоты .

Характеристики маневренности рассчитываются при 50%-ом выгорании топлива для массы самолета:

Расчет производится в следующей последовательности. В узловых точках по числу М полета, указанных в таблицах исходных данных для заданной высот полета определяются:

а) Максимально допустимая нормальная перегрузка

(15)

- эксплуатационная перегрузка ( ).

б) Нормальная перегрузка предельного правильного виража

,

- нормальная перегрузка, определяемая тягой двигателей

,при условии

где - избыточная удельная тяга, вычисляется по формулам (6...( при , А- коэффициент отвала поляры самолета)

в) Кинематические параметры виража:

Найденные значения характеристик заносятся в таблицу № 7

Таблица № 7

-

-

-

-

-

H

Н

-

-

-

м

с

По данным таблицы № 7 строятся графики зависимостей (на одном рисунке): , , , .

2.7. 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 вычисляется следующие характеристики:

1. Зависимости от числа М (скорости) полета:

- запаса статической устойчивости по перегрузке ,

- фокуса самолета ,

- точки нейтральности по перегрузке ,

- предельно задней центровки .

2. Зависимость от числа М (скорости) полета:

- балансировочного отклонения органа продольного управления ,

- градиента отклонения органа продольного управления по перегрузке ,

- располагаемой нормальной перегрузки из условия балансировки.

Для определения площади ГО ( ) рассчитываются предельно передняя и предельно задняя центровки. Расчет предельно передней центровки ведется для режима посадки. Предельно передняя центровка для указанного режима вычисляется по формуле

где

;

;

Аэродинамические характеристики самолета без ГО и ВО для режима посадки указаны на рис.14 (см. приложение).

Величина угла атаки при посадке (касании ВПП) приведена в разделе 2.5. Предельно задняя центровка вычисляется для режима Н=0, М=0,8 по формуле

, (16)

где

- минимально допустимый запас статической устойчивости по перегрузке,

- для неманевренного самолета - .

По приведенным выше формулам для ряда значений (0.05,0.3,0.5,) рассчитывается предельно передняя (для одного, двух режимов) и предельно задняя центровки. Результаты расчета заносятся в таблицу № 10

Таблица 10

	0.05	0.3	0.5

Затем на одном рисунке строятся зависимости , графически определяется потребная площадь ГО из условия:

где - эксплуатационный разброс центровок

для неманевренного самолета

Далее расчеты характеристик устойчивости и управляемости производятся для средней центровки:

При расчете зависимостей , , используются формулы (16).

Величина определяется выражением

Значения величин определяются в узловых точках по на высоте .

Результаты расчета заносятся в таблицу № II.

Таблица № 11

М

По данным таблицы № 11 на одном рисунке строятся графики зависимостей: , , ,

Зависимости определяются для трех значений высоты: , , и высоты крейсерского полета , найденной в разделе 3.1.

Для вычислений указанных зависимостей используются формулы [1.5]

где

- угол атаки самолета при Су=0.

Значения величин вычисляются в узловых точках по М, заданных в таблицах исходных данных.

Результаты расчетов заносятся в таблицу № 12.

Таблица № 12.

М	V
-		град		-

Можно организовать одну таблицу для трех высот: по строчкам заносятся зависимости от числа М (скорости).

По данным таблицы № 12 строятся зависимости:

1) - на одном рисунке,

2) - на одном рисунке,

3) - на одном рисунке.

На графиках зависимостей наносятся зависимости от числа М (скорости) допустимой нормальной перегрузки по условиям срыва (см. п. 2.6 формулу (15)).

Список использованных источников.

1. Динамика полета. Под ред.Г.С. Бюшгенса. -М.: Машиностроение, 2011.

2. Аэромеханика самолета. Под ред.А.Ф. Бочкарева. -М.: Машиностроение, 1985.

3. Нормы летной годности пассажирских самолетов. -М.: МАП,МГА, 1974.

4. Остославский И.В. Аэродинамика самолета. -М.: оборонгиз, 1957.

5. Проектирование самолета. Под ред.С.М. Егера. -М.: Машиностроение, 1983.

6. Сурин В.П., Голобородько И.Л. Выскребенцев Л.И. Динамика и летные испытания самолета. -М.: МАИ, 1982.

ПРИЛОЖЕНИЕ

Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение

высшего профессионального образования