Торпашев Вячеслав / Текст / 6. Маневренность

6. Определение характеристик маневренности, продольной устойчивости и управляемости

Исходными данными для выполнения необходимых расчетов являются:

• удельная избыточная мощность (см. раздел 4)

• положение фокуса самолета на дозвуковых скоростях (, см. раздел 5)

• положение центра тяжести полностью загруженного самолета ().

6.1. Определение времени разгона самолета от V_min до V_maх

Определим время разгона самолета от V_min до V_max на четырех характерных высотах: Н ≈ 0 км; Н = 6 км, Н = 11 км и Н = 14 км.

Время разгона от скорости V_i до V_i+1 в данном случае определяется как

Осуществим расчет.

А. Н=0 км; М_min = 0,165; М_тах = 0,653

M	0,165	0,3	0,4	0,5	0,6	0,653
V, м/с	56,2	102,1	136,2	170,2	204,2	222,3
, м/с	35,75	43,26	48,37	47,67	40,76	34,24
Δt, с	–	9,38	9,02	11,07	14,69	10,46
tразг, с	–	9,38	18,41	29,48	44,17	54,63

Имеем время разгона t_разг = 54,63 с.

Б. Н=6 км; М_min = 0,228; М_тах = 0,825

M	0,228	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,825
V, м/с	72,2	95,0	126,6	158,3	190,0	221,6	253,3	261,2
, м/с	18,58	22,54	28,2	30,46	30,26	28,76	20,35	0
Δt, с	–	9,45	14,10	15,68	18,51	22,51	31,21	20,40
tразг, с	–	9,45	23,54	39,22	57,73	80,24	111,44	131,84

Имеем время разгона t_разг = 131,84 с.

В. Н = 11 км; М_min = 0,355; М_тах = 0,832

M	0,355	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,832
V, м/с	104,8	118,1	147,6	177,1	206,6	236,2	245,6
, м/с	10,24	12,5	15,95	18,03	18,12	15,64	1,74
Δt, с	–	13,27	28,10	28,76	31,94	39,47	26,69
tразг, с	–	13,27	41,37	70,13	102,07	141,54	168,23

Имеем время разгона t_разг = 168,23 с.

Г. Н=14 км; М_min = 0,433; М_тах = 0,824

M	0,433	0,5	0,6	0,7	0,8	0,824
V, м/с	127,8	147,6	177,1	206,6	236,2	243,2
, м/с	1,34	3,46	5,84	6,66	5,69	0,92
Δt, с	–	115,69	105,07	92,38	107,89	52,38
tразг, с	–	115,69	220,75	313,14	421,03	473,41

Имеем время разгона t_разг = 473,41 с.

Полное время tразг от V_min до V_maх обозначается на диаграмме «Область возможных полетов» самолета.

6.2. Определение зависимости степени продольной устойчивости самолета от числа М полета

Зависимость является важным фактором, влияющим на маневренность самолета.

Сдвиг фокуса самолета при М>М_крит в дипломном проекте можно определить по следующим образом:

,

где k_F = 0, при М ≤ М_крит, а для М_крит < M <1,2 k_f определяется по формуле:

И для дозвуковых самолетов

Имеем ; , тогда

Сдвиг фокуса считаем до ограничения по числу М, т.е. до М = 0,9.

Результаты расчета занесем в таблицу № 6.1. В таблице № 6.1 также осуществлен расчет продольной статической устойчивости:

Таблица № 6.1

M	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,85	0,9
kF	0	0	0	0	0	0,089	0,226	0,403
	0	0	0	0	0	0,018	0,046	0,082
	0,308	0,308	0,308	0,308	0,308	0,326	0,354	0,390
	-0,031	-0,031	-0,031	-0,031	-0,031	-0,049	-0,077	-0,113

По данным таблицы строим зависимости и (рис. 6.1 и 6.2)

Р ис. 6.1. Зависимость .

Р ис. 6.2. Зависимость

6.3 Определение зависимости отклонения руля высоты на единицу нормальной перегрузки от числа М полета

Расход руля высоты на единицу нормальной перегрузки от числа М полета определяется для тех же высот, что и в п. 6.1.

.

В дипломном проекте значения величин можно принимать по графику (см. [1, с 462]). Значения величины для разных чисел М сведем в таблицу № 6.2.

Таблица № 6.2

М	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,85	0,9
, 1/град	-0,0051	-0,0051	-0,0051	-0,0051	-0,0051	-0,005	-0,0048	-0,0047

Значения коэффициента подъемной силы с_уг.п для разных высот и чисел М берем из раздела 4. Осуществим расчет

А. Н = 0 км

М	0,165	0,3	0,4	0,5	0,6	0,653
Суг.п	1,134	0,356	0,2	0,128	0,0889	0,075
, град./ед. перегр.	-6,893	-2,164	-1,216	-0,778	-0,540	-0,735

Б. Н = 6 км

М	0,228	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,825
Суг.п	1,326	0,7659	0,4308	0,2757	0,1915	0,1407	0,1077	0,1013
, град./ед. перегр.	-8,060	-4,655	-2,619	-1,676	-1,164	-0,855	-1,055	-1,620

В. Н = 11 км

М	0,355	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,832
Суг.п	1,1376	0,896	0,5735	0,3982	0,2926	0,224	0,2071
, град./ед. перегр.	-6,915	-5,446	-3,486	-2,420	-1,779	-2,194	-3,311

Г. Н = 14 км

М	0,433	0,5	0,6	0,7	0,8	0,824
Суг.п	1,2241	0,918	0,6375	0,4684	0,3586	0,338
, град./ед. перегр.	-7,441	-5,580	-3,875	-2,847	-3,513	-5,404

Построим зависимость , на которой укажем ограничение по с_удоп и М_тах (рис. 6.3)

Р ис. 6.3. Зависимость

6.4. Определение зависимости располагаемой нормальной перегрузки от числа М полета

Данный расчет выполняется для тех же условий, что и в п. 6.3.

Величина нормальной перегрузки определяется по формуле

Значение коэффициент подъемной силы с_удоп берем из раздела 4 (для всех рассматриваемых чисел М с_удоп = 1,2).

Осуществим расчет.

А. Н = 0 км

М	0,165	0,3	0,4	0,5	0,6	0,653
Суг.п	1,134	0,356	0,2	0,128	0,0889	0,075
	1,058	3,371	6,000	9,375	13,498	16,000

Б. Н = 6 км

М	0,228	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,825
Суг.п	1,326	0,7659	0,4308	0,2757	0,1915	0,1407	0,1077	0,1013
	0,905	1,567	2,786	4,353	6,266	8,529	11,142	11,846

В. Н = 11 км

М	0,355	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,832
Суг.п	1,1376	0,896	0,5735	0,3982	0,2926	0,224	0,2071
	1,055	1,339	2,092	3,014	4,101	5,357	5,794

Г. Н = 14 км

М	0,433	0,5	0,6	0,7	0,8	0,824
Суг.п	1,2241	0,918	0,6375	0,4684	0,3586	0,338
	0,980	1,307	1,882	2,562	3,346	3,550

Построим зависимость , на которой укажем ограничение по М_тах и (рис. 6.4)

Р ис. 6.4. Зависимость .

156