Завключение:

В данной курсовой работе были рассчитаны характеристики боковой устойчивости и управляемости самолёта типа М-55 «Геофизика».

В ходе работы было выполнено:

• оценка параметров вертикального оперения в виде статического момента площади вертикального оперения относительно центра масс самолета Аво исходя из трех условий:

-требований путевой устойчивости самолета на расчетных режимах полета: Аво1= 0,00831

-возможности балансировки самолета при боковом ветре: Аво2=0,009531

-возможности балансировки самолета при отказе одного двигателя: Аво3=0,09605

Все три полученных значений соответствуют условию задания: Аво1, Аво2, Аво3 должны быть меньшими Аво, взятого по статистике, который для исследуемого образца имеет значение: Аво=0,029.

• рассмотрена боковая балансировка самолета с одним отказавшим двигателем:

- получены балансировочные характеристики самолета при отказе одного двигателя для прямолинейного полета на взлетном режиме и предоставлены соответствующие графики зависимостей, исходя из которых был сделан вывод о том, что характеристики путевой и поперечной статической устойчивости и управляемости соответствуют заданию не в полной мере, т.к. в случае отказа одного из двигателей самолёта не все возникающие при этом значения углов крена и скольжения можно скомпенсировать величинами отклонений соответствующих управляющих поверхностей в силу конструктивных особенностей исследуемого образца.

• определение динамических характеристик боковой устойчивости и управляемости самолета для горизонтального установившегося движения:

-получены динамические характеристики боковой устойчивости и управляемости самолета для горизонтального установившегося движения в канале рысканья (изолированное движение рыскания при x==0) во всём диапазоне высот и скоростей полёта, такие как _Б, _Б, которые были нанесены на область хорошей устойчивости и управляемости, где стало ясно, что средствами аэродинамической компоновки требуемые характеристики не обеспечиваются, т.к. полученные значения динамических характеристик исследуемого образца не соответствует заданию на курсовую работу (множество значений динамических характеристик должно быть разбросанно в окрестности заданной точки, принадлежащей области хорошей устойчивости и управляемости и имеющей следующие значения в координатной плоскости: ξзад =0,5 ωзад=3), что влечёт за собой необходимость применения автомата устойчивости пути для улучшения характеристик боковой устойчивости и управляемости. Данные сведены в таблицу 16 и наглядно представлены на рисунке 11.

Таблица 16: полученные динамические характеристики боковой устойчивости и управляемости самолета в канале рысканья:

H, м	M	ωБ,1/с	ξБ
500	0,15	2,898363	0,121111
	0,2	3,864484	0,121111
	0,25	4,838532	0,121006
2000	0,155	2,734744	0,112535
	0,22	3,884766	0,11253
	0,28	4,948309	0,112524
продолжение таблицы 16:
4000	0,165	2,559758	0,10141
	0,25	3,88161	0,101405
	0,34	5,287652	0,101395
6000	0,19	2,578242	0,090988
	0,31	4,213515	0,090979
	0,4175	5,688575	0,090931
8000	0,21	2,478313	0,08123
	0,375	4,436425	0,081156
	0,51	6,043392	0,081211
10000	0,2775	2,826474	0,072066
	0,42	4,284914	0,072142
	0,57	5,834154	0,071964
12000	0,33	2,875301	0,062562
	0,47	4,105148	0,062554
	0,6075	5,314733	0,0625
14000	0,41	3,056172	0,053543
	0,52	3,885579	0,053454
	0,619	4,632827	0,053408
16000	0,4975	3,17884	0,045769
	0,59	3,775998	0,04573
	0,67	4,2941	0,036237
17500	0,55	3,115007	0,04052
	0,63	3,573879	0,040486
	0,7	3,977388	0,040467

Рис.11: область хорошей устойчивости и управляемости (канал рыскания) и положение относительно неё вычисленных параметров _Б, _Б.

- динамические характеристики боковой устойчивости и управляемости самолета для горизонтального установившегося движения в канале крена (изолированное движение крена при =0) во всём диапазоне высот и скоростей полёта, такие как max, Tω, которые были нанесены на область хорошей устойчивости и управляемости, где стало ясно, что средствами аэродинамической компоновки требуемые характеристики не обеспечиваются, т.к. полученные значения динамических характеристик исследуемого образца не соответствует заданию на курсовую работу (множество значений динамических характеристик должно быть разбросанно в окрестности заданной точки, принадлежащей области хорошей устойчивости и управляемости и имеющей следующие значения в координатной плоскости: =2 =0,5), что влечёт за собой необходимость оборудования исследуемого образца демпфером крена для улучшения характеристик боковой устойчивости и управляемости. Данные сведены в таблицу 17 и наглядно представлены на рисунке 12.

Таблица 17: полученные динамические характеристики боковой устойчивости и управляемости самолета в канале крена:

H, м	M	Tω,с	max, 1/
500	0,15	14,5223	0,869114
	0,2	10,89173	1,545092
	0,25	8,73719	2,38635
2000	0,155	16,56401	0,773894
	0,22	11,6701	1,547069
	0,28	9,219606	2,496283
4000	0,165	19,63773	0,678168
	0,25	12,99631	1,544884
	0,34	9,608619	2,835267
6000	0,19	21,73016	0,68812
	0,31	13,39146	1,810673
	0,4175	9,998146	3,258642
8000	0,21	25,34158	0,634864
	0,375	14,30825	1,993293
	0,51	10,6673	3,629189
10000	0,2775	25,20226	0,815006
	0,42	16,74323	1,84516
	0,57	12,50943	3,344964
12000	0,33	28,63818	0,83885
	0,47	20,38771	1,674992
	0,6075	15,86157	2,753979
14000	0,41	31,62934	0,94255
	0,52	25,21638	1,498317
	0,619	21,3619	2,089438
16000	0,4975	35,98416	1,004535
	0,59	30,51256	1,390381
	0,67	26,94475	1,749618
17500	0,55	41,61006	0,955429
	0,63	36,53033	1,233529
	0,7	33,06304	1,485732

Рис. 12: область хорошей устойчивости и управляемости (канал крена) и положение относительно неё вычисленных параметров max, Tω.