Истребитель / Текст / Раздел 6. Определение характеристик маневернности, продольной устойчивости и управляемости
.doc
Раздел 6.
Определение характеристик маневренности, продольной устойчивости и управляемости.
6.1. Определение времени разгона.
Исходными данными для выполнения необходимых расчетов являются:
- удельная избыточная мощность (значения Vy* из раздела 4);
- положение фокуса самолета (см. табл. 6.1);
- положение центра тяжести полностью загруженного самолета:
По исходным данным определяем время разгона самолета на полном форсаже от Vmin до Vmax на трех характерных высотах: Н=0, Н=Нкрейс, Н=Нmax-(1…2км).
Диапазон скоростей на каждой высоте разбиваем на 3 участка.
Время разгона от скорости Vi до Vi+1 определяется как:
, где V и Vy* подставляют в м/с.
Результат расчета:
Определение времени разгона |
||||
Н=0 |
V |
V*y |
Δtp |
tp |
км |
м/с |
м/с |
с |
с |
Vmin |
102,12 |
41,6312 |
0 |
0 |
V1 |
170,2 |
71,82845 |
16,65669 |
16,65669 |
V2 |
306,36 |
98,35052 |
38,868 |
55,52469 |
Vmax |
374,44 |
57,22285 |
30,3693 |
85,894 |
Табл. 6.1.
Н=11 |
V |
V*y |
Δtp |
tp |
км |
м/с |
м/с |
с |
с |
Vmin |
218,475 |
10,34206 |
0 |
0 |
V1 |
379,5949 |
50,9855 |
160,1683 |
160,1683 |
V2 |
606,2976 |
83,49566 |
169,4165 |
329,5848 |
Vmax |
661,6366 |
58,81151 |
50,26118 |
379,846 |
Табл. 6.2.
Н=20 |
V |
V*y |
Δtp |
tp |
км |
м/с |
м/с |
с |
с |
Vmin |
324,72 |
0,263735 |
0 |
0 |
V1 |
531,2339 |
32,51633 |
549,6937 |
549,6937 |
V2 |
611,9395 |
43,29705 |
124,0511 |
673,7448 |
Vmax |
708,8092 |
56,11603 |
131,1885 |
804,9334 |
Табл. 6.3.
6.2. Определение степени продольной статической устойчивости.
Зависимость является важным фактором, влияющим на маневренность самолета на сверхзвуковых скоростях.
Сдвиг фокуса самолета при М>Mкрит можно определить следующим образом:
, где
kf=0, при М≤Мкрит; kf=1, при М≥1,2;
, при Мкрит<M<1,2.
Для сверхзвуковых самолетов Мкрит≈0,9
. Результат расчета:
M |
mzCy |
x_f |
0,3 |
0,146 |
0,144 |
0,4 |
0,146 |
0,144 |
0,5 |
0,146 |
0,144 |
0,6 |
0,146 |
0,144 |
0,7 |
0,146 |
0,144 |
0,8 |
0,146 |
0,144 |
0,9 |
0,146 |
0,144 |
1 |
0,137545 |
0,152455 |
1,1 |
0,121842 |
0,168158 |
1,2 |
0,113387 |
0,176613 |
1,3 |
0,080773 |
0,209227 |
1,4 |
0,080773 |
0,209227 |
1,5 |
0,080773 |
0,209227 |
1,6 |
0,080773 |
0,209227 |
1,7 |
0,080773 |
0,209227 |
1,8 |
0,080773 |
0,209227 |
1,9 |
0,080773 |
0,209227 |
2 |
0,080773 |
0,209227 |
Табл. 6.4.
Рис. 6.1
Рис. 6.2.
6.3. Определение расходов органов продольного управления.
Определить зависимость расходов органа продольного управления на единицу нормальной перегрузки от числа М полета для высот:
- Н=0
- Н=Нкр
- Н=Нmax-(1…2км).
, где
- принимаем по графику (рис.6.3).
Рис. 6.3.
Результаты расчета – табл. 6.7-6.9. Зависимость - рис. 6.4.
Табл. 6.7.
Табл. 6.8.
Табл. 6.9.
6.4. Определение располагаемой нормальной перегрузки.
Определить зависимость располагаемой нормальной перегрузки от числа М полета:
.
Результаты расчета сведены в табл. 6.10-6.12. Зависимость – рис. 6.5.
Табл. 6.10.
Табл. 6.11.
Табл. 6.12.