6. Определение характеристик манёвренности,

продольной устойчивости и управляемости.

Управляемостью самолёта называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия лётчика или автоматики любой предусмотренный в процессе эксплуатации манёвр (при минимальных затратах энергии лётчика) в любых допустимых условиях полёта.

Под устойчивостью самолёта понимается его способность самостоятельно, без участия лётчика сохранять заданный опорный режим полёта и возвращаться к нему после непроизвольного отклонения от него под действием внешних возмущений.

Режим полёта, в котором можно с достаточной степенью точности считать действующие на самолёт моменты уравновешенными, сбалансированными, называются балансировочными.

Статически устойчивым по тому или иному параметру движения называют самолёт, у которого отклонение этого параметра от опорного значения сразу же приводит к появлению силы или момента, направленных на уменьшение этого отклонения. Если сила или момент направлены на увеличение отклонения, самолёт статически неустойчив.

Степень продольной статической устойчивости зависит от взаимного расположения фокуса и центра масс самолёта. Расположение центра масс зависит от компоновки самолёта, положение фокуса зависит от режимов полёта.

Статическую устойчивость самолёта оценивают коэффициентом продольной статической устойчивости :

- самолёт статически устойчив;

- самолёт статически нейтрален;

- самолёт статически неустойчив;

Исходными данными для выполнения необходимых расчётов являются:

- положение фокуса самолёта на дозвуковых скоростях полёта (“нормальная” схема самолёта, прямое крыло );

- эксплуатационное значение центровки в начале заданного крейсерского полёта (полностью загруженный самолёт с убранным шасси );

- удельная избыточная мощность .

6.1. Определение времени разгона самолёта от дона трёх характерных высотах

H = 0; 6; 8 км. Диапазон скоростей на каждой высоте разбиваем на три участка.

Время разгона от скорости доравно:

Результаты вычислений сводим в таблицу 6.1.

/V	230-300	300-400	400-500	(сек)
	14,7	23,9	32,9	71,5
/V	310-400	400-500	500-600	(сек)
	59,1	75,9	137,3	272,3
/V	380-400	400-500	500-600	(сек)
	31,7	172,1	333	536,8

Таблица 6.1.

6.2. Определение зависимости степени продольной статической устойчивости от числа М полёта.

- угол стреловидности по ½ хорд.

- средняя относительная толщина крыла.

При

Сдвиг фокуса самолёта при

При

При

Степень продольной статической устойчивости:

При

При

Графики зависимостей ина рисунке 10 и 11.

6.3. Определение зависимостей отклонений (расходов) органов продольного управления на единицу нормальной перегрузки от скорости полёта на трёх характерных высотах H = 0; 6; 8 км.

где ;.

Результаты вычислений сводим в таблицу 6.2.

H(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	600
0	-	-	-19,3	-10,9	-7,06	-5,7
6000	-	-	-	-20,1	-12,8	-10,7
8000	-	-	-	-25,3	-16,2	-13,6

Таблица 6.2.

График зависимости на рисунке 12.

6.4. Определение зависимости располагаемой нормальной перегрузки от скорости полёта.

Результаты вычислений сводим в таблицу 6.3.

H(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	600
0	0,16	0,68	1,51	2,66	4,07	4,95
6000	0,09	0,36	0,81	1,45	2,24	2,65
8000	0,07	0,29	0,65	1,15	1,77	2,09

Таблица 6.3.

График зависимости на рисунке 13.