2015-09-06
1466
РАЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА.
· Для расчета характеристик устойчивости и управляемости самолета в различных конфигурациях необходимы следующие аэродинамические характеристики, которые представлены.в таблице 2.9 данных:
Таблица 2.9
| Аэродинамические коэффициенты | |||||||||
| М | Суα | XF | mzwz(Т) | mzα(T) | mzφ | mzпго | mzδ | mzо | mzα |
| 0,3 | 3,970 | 0,293 | -6,94 | -2,235 | -0,150 | -0,040 | -0,190 | 0,0250 | -0,200 |
| 0,5 | 3,975 | 0,293 | -6,94 | -2,235 | -0,150 | -0,040 | -0,190 | 0,0250 | -0,233 |
| 0,7 | 4,125 | 0,327 | -7 | -2,130 | -0,150 | -0,040 | -0,190 | 0,0250 | -0,382 |
| 0,9 | 4,475 | 0,407 | -7,2 | -1,785 | -0,145 | -0,039 | -0,184 | 0,0240 | -0,772 |
| 4,575 | 0,464 | -7,4 | -1,500 | -0,138 | -0,037 | -0,175 | 0,0230 | -1,051 | |
| 1,1 | 4,355 | 0,480 | -8 | -1,350 | -0,133 | -0,036 | -0,169 | 0,0225 | -1,063 |
| 1,3 | 4,075 | 0,472 | -7,2 | -1,425 | -0,140 | -0,037 | -0,177 | 0,0200 | -1,011 |
| 1,5 | 4,035 | 0,467 | -6,78 | -0,900 | -0,153 | -0,041 | -0,194 | 0,0175 | -0,951 |
| 1,7 | 4,018 | 0,461 | -6,48 | -0,600 | -0,125 | -0,033 | -0,158 | 0,0150 | -0,551 |
| 4,005 | 0,456 | -6,26 | -0,450 | -0,117 | -0,031 | -0,148 | 0,0125 | -0,886 | |
| 2,5 | 3,981 | 0,445 | -5,94 | -0,300 | -0,116 | -0,031 | -0,147 | 0,0100 | -0,838 |
| Исходные данные для расчета: | ||
| mср | =21475 | кг |
| Sкр | =60,9 | м2 |
| ba | =4,68 | м |
| Lго | =6,1 | м |
| Jz | =323120 | кгм2 |
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДОПУСТИМОГО ДИАПАЗОНА ЦЕНТРОВОК
ПРЕДЕЛЬНО-ПЕРЕДНЯЯ ЦЕНТРОВКА.
Предельно-передняя центровка определяется для следующих расчетных режимов:
-Посадка;
-Отрыв носового колеса при разбеге самолета на взлете.
Произведем расчет предельно-передней центровки
а) “Посадка”
Уравнение равновесия моментов на посадке, при отсутствии момента от шасси, имеет вид:
где 
– статический момент ГО;
;
;
– удлинение части крыла обслуживаемой механизацией
– коэффициент эффективности руля высоты;
h=h3+0,2×bA; 
| Исходные данные | |
| Vпос | =240 км/ч |
| m0 | =21475 кг |
| Ср | =0,94 |
| Сmz мех | =-0,1 |
| Сy пос | =0,6 |
| ny пос | =1 |
| mz0 | =0,025 |
| mzwz | =-6,94 |
| mzδ | =-0,1 |
= 0,215
б) “Отрыв носового колеса”
Уравнение равновесия моментов при отрыве носового колеса, с учётом момента от шасси, имеет вид:
где ;
h=h3; 
; 
; 
;
.
Исходные данные
| Vотр | =240 км/ч | |
| m0 | =25650 кг | |
| Ср | =0,94 | |
| Сmz мех | =-0,1 | |
| Сy отр | =1,2 | |
| ny отр | =1 | |
| mz0 | =0,025 | |
| mzwz | =-6,94 | |
| mzδ | =-0,1 | |
| Vпос | =240 |
=0,164.
Таким образом окончательно выбирается предельно – передняя центровка:
={0,215;0,164}=0,215.
Предельно – задняя центровка
Предельно-задняя центровка определяется из условия обеспечения минимального запаса статической устойчивости на режиме М=0,5 Н=7000 м:
где 
- относительная плотность самолета в продольном движении;
- относительное расстояние от САХ до ГО.
| Исходные данные для расчета Хтпз | ||
| маневр | ||
| H | =9 | |
| М | =0,75 | |
| PPACП | =7791 | |
| mzwz | =-6,94 | |
| sn. min | =-0,05 | |
| ХF | =0,53 | |
| m | =21475 |
=0,365
Эксплуатационный разброс центровок:
=0,15.
ВЫВОДЫ:
1) Эксплуатационный разброс центровок соответствует требованиям, предъявляемым к маневренным самолетам,
2) Определена средняя центровка для расчета пилотажных характеристик 
0,29
