2015-05-13
556
Расчет летно-технических характеристик.
Основные уравнения горизонтального полета самолета имеют вид:
где 
- масса самолета, 
- скорость полета, 
- скоростной напор, 
- тяга двигателя, 
- угол атаки, 
- угол наклона траектории, 
- характерная площадь, 
- ускорение свободного падения, 
- коэффициенты подъемной силы и сопротивления.
, 
, =9.807 м/с.
Плотность атмосферы 
в зависимости от высоты 
изменяется по экспоненциальному закону и на высотах 0 
10 км может быть аппроксимирована функцией 
, где 
=1.225 кг/м3, 
=1/(10 км), т. е. на высоте 10 км плотность атмосферы примерно в 
раз меньше, чем у поверхности земли. При проведении расчетов можно использовать эту формулу, либо данные стандартной атмосферы, откуда следует брать значения скорости звука 
.
Расчеты следует проводить для среднего значения массы самолета, которую можно определить как
.
Для значений высоты полета 0, 2, 4, 6, 8, 10, 12 км следует определить три основных режимов полета 
, 
, 
и четыре промежуточных, по 2 при 
и при 
.
Режим 
определяется в основном ограничением по величине коэффициента подъемной силы 
(табл. 2) и только на больших высотах (около 9 км и выше) определяется ограничением 
(табл. 3).
|
|
|
Режим соответствует полету в районе максимальных значений аэродинамического качества 
, которое достигается для рассматриваемой поляры при
, 
.
Режим на малых высотах определяется ограничением по величине скоростного напора (
kn/м2), а, начиная с высоты около 7 км, ограничением 
.
Следует также определить статический потолок, т. е. наибольшую высоту горизонтального полета. На этой высоте будет только одна точка, так все режимы полета будут совпадать. Для каждой высоты полета необходимо фиксировать следующие параметры: скорость полета , скоростной напор , угол атаки , аэродинамическое качество 
, значения аэродинамических коэффициентов , потребную тягу двигателей , располагаемую тягу двигателя 
. Полученные результаты оформить графически.
Всего имеется 2 алгебраических нелинейных уравнения, а неизвестных параметров 3: угол атаки, скорость полета и тяга двигателя. Порядок вычислений может быть таким. Поскольку при 
аэродинамические характеристики самолета остаются постоянными, то, задавая угол атаки, можно определить значения аэродинамических коэффициентов и затем найти 2 других неизвестных параметра (скорость полета и тягу двигателя) по аналитическим формулам.
Располагаемая тяга двигателя определяется с помощью формулы линейной интерполяции:
.
При 
аэродинамические характеристики изменяются с ростом числа 
, поэтому порядок вычислений должен быть другой. Сначала задается скорость полета , вычисляется число Маха , скоростной напор и затем нужно найти угол атаки и тягу , но аналитически это сделать трудно, поэтому целесообразно применить итерационный метод, воспользовавшись приближенной формулой, погрешности которой тем меньше, чем меньше угол атаки и больше аэродинамическое качество
|
|
|
.
Из этой формулы определяется угол атаки, затем вычисляются значения коэффициента 
, тяги и перегрузки 
по формуле
.
Уточненное значение коэффициента 
можно получить из формулы
.
В каждом расчете следует проверять выполнение ограничений
, 
, .
Для нахождения точек перехода с одного ограничения на другое, например с ограничения на 
, необходимо вычислять значение располагаемой тяги для произвольной высоты полета по формулам двойной интерполяции:
.
2.2 Построение области возможных режимов полета в координатах (
).
Для построения этой области необходимо выписать из предыдущих расчетов граничные точки для каждой высоты полета, т. е. режимы , и затем построить график, при этом следует определить точки перехода с ограничений , на ограничение 
. На рис. 5 приведены результаты расчетов для первого варианта, в котором все 7 коэффициентов равны нулю, 
.
