Характеристики рассчитаны в диапазоне чисел М горизонтального полета. Расчетные высоты выбирают в соответствии с методическими указаниями на дипломное проектирование: H1=500 м, H2=9000 м, H3=15000 м.
В дальнейших расчетах конфигурация самолета - полетная (шасси, предкрылки и закрылки убраны).
В соответствии с заданием на дипломный проект определены:
- степень статической устойчивости по перегрузке ;
- нейтральная центровка (точка нейтральности по перегрузке) ;
Указанные характеристики рассчитываются по следующим формулам:
; .
Результаты расчета представлены в таблице 2.10и на рис.2.21. и 2.22.
Таблица.2.10 | |||||||
H=500м | М | q | X(М) | sn | Хпз | Хпп | |
ρ | 0,3 | 6000,9 | 0,293 | -0,060 | 0,35 | 0,365 | 0,215 |
1,167 | 0,5 | 16669,2 | 0,293 | -0,059 | 0,35 | 0,365 | 0,215 |
338 | 0,7 | 32671,6 | 0,327 | -0,095 | 0,38 | 0,365 | 0,215 |
μ | 0,9 | 54008,2 | 0,407 | -0,173 | 0,46 | 0,365 | 0,215 |
129,1 | 1 | 66676,8 | 0,464 | -0,232 | 0,52 | 0,365 | 0,215 |
1,1 | 80678,9 | 0,480 | -0,252 | 0,54 | 0,365 | 0,215 | |
H=9000м | М | q | X(М) | sn | Хпз | Хпп | |
ρ | 0,7 | 10575,1 | 0,327 | -0,096 | 0,38 | 0,365 | 0,215 |
0,4671 | 0,9 | 17481,3 | 0,407 | -0,174 | 0,46 | 0,365 | 0,215 |
304 | 1 | 21581,9 | 0,464 | -0,232 | 0,52 | 0,365 | 0,215 |
μ | 1,1 | 26114,1 | 0,480 | -0,253 | 0,54 | 0,365 | 0,215 |
322,65 | 1,3 | 36473,4 | 0,472 | -0,238 | 0,53 | 0,365 | 0,215 |
1,5 | 48559,3 | 0,467 | -0,229 | 0,52 | 0,365 | 0,215 | |
1,7 | 62371,7 | 0,461 | -0,221 | 0,51 | 0,365 | 0,215 | |
2 | 86327,6 | 0,456 | -0,214 | 0,50 | 0,365 | 0,215 | |
2,5 | 134886,9 | 0,445 | -0,201 | 0,49 | 0,365 | 0,215 | |
H=15000м | М | q | X(М) | sn | Хпз | Хпп | |
ρ | 0,7 | 4153,9 | 0,327 | -0,047 | 0,34 | 0,365 | 0,215 |
0,19476 | 0,9 | 6866,7 | 0,407 | -0,127 | 0,42 | 0,365 | 0,215 |
295,05 | 1 | 8477,4 | 0,464 | -0,184 | 0,47 | 0,365 | 0,215 |
μ | 1,1 | 10257,6 | 0,480 | -0,200 | 0,49 | 0,365 | 0,215 |
773,25 | 1,3 | 14326,8 | 0,472 | -0,191 | 0,48 | 0,365 | 0,215 |
1,5 | 19074,1 | 0,467 | -0,186 | 0,48 | 0,365 | 0,215 | |
1,7 | 24499,6 | 0,461 | -0,179 | 0,47 | 0,365 | 0,215 | |
2 | 33909,5 | 0,456 | -0,174 | 0,46 | 0,365 | 0,215 | |
2,5 | 52983,5 | 0,445 | -0,163 | 0,45 | 0,365 | 0,215 |
На рис. 2.22 представлена зависимость от М полета ХF,Хн, Хпп, Хпз
|
|
ВЫВОДЫ: 1) Спроектированный самолет статически устойчив в рассмотренном диапазоне высот и скоростей горизонтального полета.
2) Характеристики статической устойчивости соответствует требованиям, предъявляемым требованиям самолетам данного класса.