|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
26 |
|
|
|
|
|
|
|
|
МАТИ |
|
|
|
|
|
|
Пухов Андрей Александрович кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА” 02.05.2005 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
Балансировочная схема «бесхвостка» |
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
МАТИ |
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
Варианты балансировки самолета при различных значениях mCyz |
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
Y |
xцд безрв ≡ xF |
|
xт < xF |
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Yбезрв |
|
YС |
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
mCyz < 0 |
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
xT min |
|
|
|
|
Lрв max |
Yбалрв < 0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Mzo |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
бал |
|
Mzo + Yбезрв (хцд безрв − хт) |
|
Yрв |
= |
Lбезрв |
|
|
|
|
|
|
|
Mzo |
|
Yбезрв |
бал |
xт ≡ xF |
YС |
Yрв |
mCyz = 0 |
|
|
Mzo < 0 |
Cy |
+ |
Cy |
|
|
|
− mz |
mz |
|
|
|
|
Yбезрв |
YС |
Yбалрв |
xт > xF |
||
|
Mzo |
mCyz > 0 |
|||
|
Yбалрв ≥ 0 |
||||
YС |
|
Yбалрв |
xт > xF |
||
Yбезрв |
|
mCyz > 0 |
|||
|
Mzo |
бал |
> |
0 |
|
|
|
|
Yрв |
|
|
xT max |
|
Lрв min |
|
|
x |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
27 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
МАТИ |
|
|
|
|
|
|
|
Пухов Андрей Александрович кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА” 02.05.2005 |
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Балансировочная схема «утка» |
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
МАТИ |
|
|||||||||
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
|
|
||||||||||||||||||||||||||
|
Варианты балансировки самолета при различных значениях mCyz |
|
|||||||||||||||||||||||||
Y |
xцд безго |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
Mzo +(Yбезго −Yспго)(хцд безго − хт) |
|
|
||||||||||||||||||||
xF |
|
|
|
бал |
|
|
|
||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Yпго |
= |
Lпго |
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
xT min |
|
|
YС |
|
xт < xF |
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Lпго min |
|
|
|
|
|
||||
|
Yпгобал |
Mzo |
|
|
|
Yбезго |
|
mCyz < 0 |
|
||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
Yпгобал > 0 |
|
|||||||||||||||||||||
Yбалпго Mzo
YС
Yбалпго
YС
бал |
Lпго max |
|
Yпго |
||
xT max |
||
|
YС
Yбезго
Yбезго
Mzo
Yбезго
Mzo
xт ≡ xF
mCyz = 0 Yбалпго > 0
xт > xF
mCyz > 0 Yбалпго > 0
xт > xF
mCyz > 0 Yбалпго ≤ 0
x
|
|
|
28 |
|
|
Пухов Анд ей Александрович кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА” 02.05.2005 |
|
|
МАТИ Область возможных скоростей и высот |
|
|
|
МАТИ |
|
|
Технические возможности увеличения скорости и высоты баллистического, аэродинамического, космического полетов и областей, в которых каждый из них имеет место
1.Возможности по использованию аэродинамической силы для поддержания аппарата невелики; они ограничены, с одной стороны, кинетическим нагревом, с другой стороны, - уменьшением способности крыла развивать подъемную силу.
2.Само увеличение скорости движения приводит к возможности необозримого увеличения «высоты» и скорости, достигающей орбитальных и космических значений.
Области применения средств Области применения средств аварийного покидания ЛА аварийного покидания ЛА
Ожидаемые условия Ожидаемые условия эксплуатации эксплуатации
I — область прыжков с парашютом,
2 I—— областьобластьпрыжковпримененияс парашютомоткрытых, КК, оборудованных телескопическим или комбинированным стреляющим механизмом2 — обла, системойть применениястабилизациисоткрытыхиспользованиемКК, оборудованныхкомплектакислородноготелескопическимоборудованиясили комбинированнымВКК или ВС; стреляющим 3 —механизмомобласть аналогична, системой стабилизациисобласти 2, но сиспользованиемприменением аэродинамическойкомплектакислородногозащитыоборудованиясот воздействияВККвоздушногоили ВС; потока и эффективной3 — областьсистемыаналогичнастабилизацииоб асти 2,; но с применением аэродинамической защиты от воздействия воздушного потока и 4 —эффективнойобласть аналогичнасистемыобластистабилизации3, но с;применением дополнительного усовершенствованного защитного снаряжения;
5 —4 —областьпримененияобласть аналогичнаиндивидуальныхобласти 3, но с пригерметическихенением дополнительногокапсул (m/CxF <усовершенствованного1000 кг/м^2 ); защитного снаряжения; 6 —5 —областьпримененияобластьпримененияиндивидуальныхиндивидуальныхи групповыхерметическихотделяемыхкапсул (m/CxFкабин (m/CxF>< 1000 кг1000/м^2кг);/м2)
6 — областьприменения индивидуальных и групповых отделяемых кабин (m/CxF> 1000 кг/м2)
|
|
|
29 |
|
МАТИ |
Пухов Андрей Александрович кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА” 02.05.2005 |
|
|
|
||
|
|
|
|
|
МАТИ Внутреннее проектирование |
|
|
|
|
||
Выбор основных параметров (первое приближение)
Вычисление относительной массы расходуемого в полете топлива mT:
Lрасч. =1020 |
КкрМкр |
m |
|
|
|
|
m |
= |
|
Lрасч.CPкк |
|
|
=ln |
1 |
|
|
|||||||||||||||
СРкр |
T |
|
|
|
|
T |
1020КкрМкр |
1−mT |
|||||||||||||||||||||||
|
1− m |
|
|
|
1−m |
|
|
||||||||||||||||||||||||
|
|
T |
|
|
|
|
|
|
|
T |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
Определение величины удельной нагрузки на крыло ро |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
•условия посадки самолета |
|
|
|
|
|
|
|
|
p′ |
= |
|
Cyпос. |
×V 2 |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
max |
|
|
з.п. |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
o |
|
|
30,2(1 |
− mT ) |
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
•условие обеспечения |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
p = Cy ×q |
|
|
||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
|
заданной крейсерской |
|
po′′ = |
|
|
|
|
|
|
CyкрqM =1M |
кр2 |
|
|||||||||||||||||||
|
скорости полета Мкр: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||
|
|
|
− 0,6m |
|
|||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
T |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
Окончательно удельная нагрузка на крыло: |
|
|
|
|
po |
|
= min{po′, po′′} |
||||||||||||||||||||||||
Определение тяговооруженности самолета |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
•условие набора высоты при |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
nдв |
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||
|
|
P ′ |
= 1,5 |
|
|
|
|
|
|
+ tgQ |
|
||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||
одном отказавшем двигателе |
|
|
o |
|
|
|
|
nдв − |
|
|
|
К наб . |
|
|
|
|
|
||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
•условие обеспечения |
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Po′′= |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
P = |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||
|
|
|
|
1,2K кр ×ξ × ×ϕ руд |
|
|
|||||||||||||||||||||||||
горизонтального полета: |
|
|
|
|
|
|
K |
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||
ПРИМЕР: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
Lрасч=4500км СРкр=0.56 Ккр=17 Мкр=0,78 |
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||||||||
ln |
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
= |
|
|
|
|
4500 × 0,56 |
|
|
|
= 0,167 |
|
|
|||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1020 ×17 × 0,78 |
|
|
|
||||||||||||||||||||
1 |
− mT |
1 |
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
||||||||||||||||||||||
е0 ,167 |
= |
|
|
|
|
|
|
|
= 1,186 |
|
|
|
|
= 1 − |
|
|
|
= 0,157 |
||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
mT |
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1,186 |
||||||||||||||||||||
|
1 − mT |
|
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
|
|
|
|
3,0*(250 |
3,6 |
)2 |
|
|
кг м2 |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||
po′ = 30,2*(1−0,157) = 568,3 |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||||||||
q = ρ V 2 |
= |
|
3,65×10−2 ×295,22 |
=1590,36 кГ |
мс |
2 |
||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
2 |
|
|
1 |
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2 |
= 639,65кГ м2 |
||||||
po′′ = 1−0,6×0,157 0,6×1590,36×0,78 |
|
|||||||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
P′ =1,5 |
|
|
|
|
2 |
|
|
|
1 |
|
|
|
|
= 0,272 |
кГс |
|
|
|
|
|
tgQn =2 = 0,024 |
|||||||||||||
|
2 |
|
|
|
|
|
15 |
+0,024 |
кГ |
|
||||||||||||||||||||||||
o |
|
|
−1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
дв |
|
|||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
||||||||||||||||||||||||||||||||||
ξ =1−0,32×0,85 +0,4×0,852 −0,01×0,853 =1,01 |
||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Po′′= |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
= 0,182 |
|
||||||||||
|
1,2 |
×17 ×1,01× 0,297 |
× 0,9 |
|
||||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||||||
Δϕруд – степень дросселирования двигателя соответствующая оптимальному расходу топлива ξ - учитывает изменение тяги по скорости полета.
•условие обеспечения |
|
– относительная плотность воздуха на высоте . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||
|
|
|
1,2 p |
|
|
1 |
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
1,2×568,3 |
|
1 |
1 |
|
|
|||||||||
заданной длины разбега |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||||
Po′′′=1,05 * |
|
o |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
′′′ |
|
|
+ |
|
3×0,03 + |
|
|
|
= 0,312 |
||||||
|
|
взл. |
+ |
|
3 f разб. + |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
самолета при взлете: |
2 |
|
|
|
|
|
|
|
Po =1,05 |
2,5×1300 |
2 |
11,5 |
|
|||||||||||||||||
|
|
Cymax ×lразб. |
|
|
|
|
Кразб. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||
Окончательно тяговооруженность самолета: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
Po |
|
|
′ ′′ |
′′′ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
= max{Po , Po , Po } |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||