2.Боковая балансировка самолета с одним отказавшим двигателем

Балансировочные характеристики самолета при отказе одного двигателя для прямолинейного полета на взлетном режиме: высота Н₁=15 м, V=58 м/с; Н₂=400 м, V=64 м/с

вычисляются по формулам:

;

;

,

где – коэффициент момента рыскания при отказе одного двигателя:

;

- коэффициент момента крена при отказе одного двигателя:

,

- коэффициент подъемной силы (для прямолинейного полета принимается равным ).

Расчет осуществляется для различных углов скольжения (расчетные углы β= -10,-8, -6,-4,-2,0,2,4,6,8,10˚).Результаты сводятся в таблицы 2 и 3, затем строятся графики зависимостей _н(), _э(), (), _н(β), _э(β).

Таблица 2: искомые значения балансировочных характеристик на Н₁=15 м, V=28.3 м/с

			,1/рад	,1/рад	,1/рад	,1/рад	,1/рад	,1/рад	,1/рад
5.788	0,141476	0,141476	-0,6	-0,18	-0,125	-0,05	-0,27	-0,2	-1,75

β град	β рад	бн, рад	бэ, рад	tg y	y,рад
10	0,175439	0,201182	1,374142	0,059995	0,059923
8	0,140351	0,318142	1,262797	0,053427	0,053377
6	0,105263	0,435101	1,151452	0,04686	0,046826
4	0,070175	0,55206	1,040107	0,040293	0,040271
2	0,035088	0,669019	0,928762	0,033726	0,033713
0	0	0,785978	0,817417	0,027158	0,027152
-2	-0,03509	0,902937	0,706072	0,020591	0,020588
-4	-0,07018	1,019896	0,594727	0,014024	0,014023
-6	-0,10526	1,136855	0,483382	0,007457	0,007457
-8	-0,14035	1,253814	0,372037	0,00089	0,00089
-10	-0,17544	1,370773	0,260692	-0,00568	-0,00568

Таблица 3: искомые значения балансировочных характеристик на Н₂=400 м, V=47.2 м/с

			,1/рад	,1/рад	,1/рад	,1/рад	,1/рад	,1/рад	,1/рад
2.1874	0,053468	0,053468	-0,6	-0,18	-0,125	-0,05	-0,27	-0,2	-1,8

β град	β рад	бн, рад	бэ, рад	tg y	y,рад
10	0,175439	-0,28775	0,865651	0,114043	0,113553
8	0,140351	-0,17079	0,754306	0,096666	0,096367
6	0,105263	-0,05383	0,642961	0,07929	0,079124
4	0,070175	0,063126	0,531616	0,061913	0,061834
2	0,035088	0,180085	0,420271	0,044536	0,044506
0	0	0,297044	0,308926	0,027159	0,027152
-2	-0,03509	0,414004	0,197581	0,009782	0,009781
-4	-0,07018	0,530963	0,086236	-0,0076	-0,0076
-6	-0,10526	0,647922	-0,02511	-0,02497	-0,02497
-8	-0,14035	0,764881	-0,13645	-0,04235	-0,04232
-10	-0,17544	0,88184	-0,2478	-0,05973	-0,05966

На рисунках 1-5 представлены требуемые графики зависимостей _н(), _э(), (), _н(β), _э(β) :

Рис.1: график зависимости _н()

Рис.2: график зависимости _э()

Рис.3: график зависимости ()

Рис.4: график зависимости _н(β)

Рис.5: график зависимости _э(β)

По наклону балансировочных кривых можно судить о наличии статической боковой устойчивости и достаточности управляемости для продолжения полета при допустимых отклонениях рулей _э.доп и _н.доп (самолет статически устойчив в боковом канале, если ). Исходя из наклона графиков видно, что самолёт статически устойчив в боковом канале (опуская тот реальный факт, что в силу конструктивных особенностей исследуемого образца не все рассматриваемые углы крена и скольжения, обозначенные как xxxxxxx*, можно скомпенсировать величинами отклонения управляющих поверхностей).

Оцениваются также коэффициент эффективности поперечного управления

и максимальная располагаемая угловая скорость крена

Таблица 4: рассчитанные значения и в соответствии с режимом полёта

Режим		,1/с	, рад/с
Н, м	V, м/с
15	47.2	7.312925	3.188435
400	28.3	4.375387	1.907669

для которой должно выполняться условие: ,которое выполняется на обоих режимах с учётом того, что исследуемый образец относиться к классу 1a (класс 1 – высокоманевренные ( ) самолеты со взлетной массой менее 50 тонн). Минимальная угловая скорость крена – нормированная величина, значение которой для 1 уровня пилотажных характеристик берется из таблицы 5.

Таблица 5: значение для 1 уровня пилотажных характеристик

Угловая скорость крена	Категория этапа полета	Класс самолета
		1	2	3а	3б
, рад/с	А	1.5	0.75	0.35	0.3
	Б	0.75	0.5	0.3	0.25
	В	0.75	0.5	0.25	0.2

Вывод: характеристики путевой и поперечной статической устойчивости и управляемости соответствуют заданию в полной мере, т.к. в случае отказа одного из двигателей самолёта, все возникающие при этом значения углов крена и скольжения можно скомпенсировать отклонениями управляющих поверхностей в силу конструктивных особенностей исследуемого образца.