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 P _п с располагаемой тягой P _p двигателей, установленных на самолете (рис. 6.11). Кривая располагаемых тяг P _p 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 V _min определится из уравнения горизонтального полета Y _a = 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 V _max определится максимальной тягой двигателя из уравнения горизонтального полета X _a= 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 V _нв (кривая 4 на рис. 6.12) соответствует максимальному аэродинамическому качеству самолета K _max и, следовательно, минимально потребной для полета тяговооруженности, поскольку =1/ K _a
Наивыгоднейшей скорости полета соответствует и максимальная скороподъемность V_y, определяемая избытком тяги двигателя, которую можно использовать для набора высоты.
Пересечение границ 2 и 3 определит теоретический потолок самолета Н _т, на котором V _max = V _min, т. е. возможен полет с единственной скоростью, разгон самолета невозможен и, следовательно, V _y= 0.
Практический потолок самолета Н _п определяется высотой, на которой вертикальная скорость соответствует какой-либо заранее установленной величине, например

V_y = 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;
m t	-	запас топлива на борту самолета, кг;
C p	-	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)
P п	-	потребная тяга двигателей, H;
K a	-	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