Студопедия.Орг Главная | Случайная страница | Контакты | Мы поможем в написании вашей работы!  
 

Понятие об аэродинамическом расчете



Методы динамики полета позволяют дать рекомендации по технике пилотирования самолета, подобрать наивыгоднейшие режимы полета, рассчитать летно-технические характеристики (ЛТХ) самолета. Определение основных ЛТХ самолета принято называть аэродинамическим расчетом.

Рис 6.11. Кривые потребных и располaгаемых тяг. Рис 6.12.Диапазон летных высот и скоростей.

Н.Е. Жуковский предложил для определения ЛТХ метод тяг (метод Н.Е. Жуковского), основанный на сопоставлении потребной для полета тяги Pп с располагаемой тягой Pp двигателей, установленных на самолете (рис. 6.11). Кривая располагаемых тяг Pp определяется характеристиками двигателя. Кривая потребных тяг получается расчетом в диапазоне летных углов атаки для каждого угла атаки по алгоритму:

По результатам сравнения кривой потребных и располагаемых тяг определяется диапазон высот и скоростей полета, который способен реализовать проектируемый самолет (рис. 6.12).

Зона 1 реализуемых высот и скоростей полета самолета (область возможных полетов) ограничена минимально допустимыми 2 и максимально допустимыми 3 скоростями полета.
Граница 2 минимальной скорости полета Vmin определится из уравнения горизонтального полета Ya = G как

где

- минимальная скорость полета, м/с;
- удельная нагрузка на крыло самолета с полетной массой mи площадью крыла S, Па
- плотность воздуха на высоте H, кг/м3
- максимально допустимый в полете коэффициент подьемной силы самолета (см.раздел 5.6)

Граница 3 максимальной скорости полета Vmax определится максимальной тягой двигателя из уравнения горизонтального полета Xa=P как

где

- удельная тяговооруженность самолета с полетной массой m и тягой двигателя P
p - удельная нагрузка на крыло самолета, Па
- минимальный коэффициент лобового сопротивления при полете на данной высоте

Наивыгоднейшая скорость полета Vнв (кривая 4 на рис. 6.12) соответствует максимальному аэродинамическому качеству самолета Kmax и, следовательно, минимально потребной для полета тяговооруженности, поскольку =1/Ka
Наивыгоднейшей скорости полета соответствует и максимальная скороподъемность Vy, определяемая избытком тяги двигателя, которую можно использовать для набора высоты.
Пересечение границ 2 и 3 определит теоретический потолок самолета Нт, на котором Vmax = Vmin, т. е. возможен полет с единственной скоростью, разгон самолета невозможен и, следовательно, Vy= 0.
Практический потолок самолета Нп определяется высотой, на которой вертикальная скорость соответствует какой-либо заранее установленной величине, например

Vy = 0,5 м/с.
Динамический потолок самолета - высота, которой достигает самолет в результате энергичного вертикального маневра (горки) после разгона до большой горизонтальной скорости, используя для набора высоты не только тягу двигателей, но и кинетическую энергию, накопленную при разгоне.
Полет в болтанку, когда на человека действуют значительные знакопеременные нагрузки, вызванные порывами ветра, заставляет ограничивать диапазон скоростей и высот полета. На рис. 6.12 граница 5 обусловлена переносимостью человеком перегрузок при полете в турбулентной атмосфере.
В первом приближении продолжительность Т и дальность L полета определятся как

;

где

T - продолжительность полета, ч;
mt - запас топлива на борту самолета, кг;
Cp - удельный расход топлива, килограмм массы топлива на ньютон тяги в час (т. е. количество топлива в килограммах, потребное для создания двигателем силы тяги в 1 Н в течение 1 ч полета)
Pп - потребная тяга двигателей, H;
Ka - аэродинамическое качество самолета;
G - сила тяжести (вес) самолета;
m - полетная масса самолета, кг;
g - ускорение свободного падения, м/с2;
L - дальность полета, км;
V - скорость полета, км/ч

В реальном полете ЛА совершают сложные, неустановившиеся движения, когда параметры движения изменяются во времени. Поэтому необходимо при проектировании рассматривать пространственные траектории ЛА при воздействии на него переменных во времени управляющих и возмущающих воздействий.
Естественно, что решение подобных задач требует применения значительно более сложного математического аппарата, чем тот, которым мы воспользовались при рассмотрении сил, действующих на самолет, и расчете его ЛТХ.



Глава 7





Дата публикования: 2015-09-18; Прочитано: 1291 | Нарушение авторского права страницы | Мы поможем в написании вашей работы!



studopedia.org - Студопедия.Орг - 2014-2022 год. Студопедия не является автором материалов, которые размещены. Но предоставляет возможность бесплатного использования (0.011 с)...