Методические указания к выполнению курсовой работы по дисциплине «Динамика полёта», страница 4

??????????????????              Vmin доп=a**Mmin доп                    ????????????????????????

2. Максимально допустимое число М (скорость) полёта по условиям безопасности

      Мmax доп=min{Mпред, M(Vi max)}

Или

      Vmax доп =a*3.6*Мmax доп     [км/ч]

Где Mпред  – предельное число М полета (таблица П1), M(Vi max) – число М, соответствующее максимально допустимой индикаторной скорости  Vi max [км/ч]

M(Vi max)= Vi max*ÖD-1/3.6*ан

ÖD-1=Ör0/rН  (таб.П2),   Vi max [км/ч]- из таб. П1

Значения   Мmin доп  и  Мmax доп   или (Vmin доп Vmax доп, ), определяемые для высот Нi наносятся в виде ограничений на графики зависимостей:

           Pn(M,H), Pp(M,H), Vy*(M,H)    [Pn(V,H), Pp(V,H), Vy(V,H), qr(V,H), qk(V,H) ]

3. Располагаемые значения ( с учетом двигателя) минимального и максимального числа М (скорости) полёта

Мmin уст =max{Mmin доп,Mmin p}

Мmax уст =max{Mmax доп,Mmax p}

Или для неманевренного самолёта:

Vmin уст =max{Vmin доп,Vmin p}

Vmax уст =max{Vmax доп,Vmax p}

Где  Mmin p, Mmax p [Vmin p , Vmax p ] – определяются графически как точки пересечения ( если оно имеется ) кривых потребных Pn(M,HI) [ Pn(V,HI)]    и располагаемых Pp(M,HI) [ Pp(V,HI) ]  тяг.

4. Число М (скорость) полёта соответствующее минимальной потребной тяге

M1=M(Pnmin)=arg min(M) Pn(M)

или              

V1=V(Pnmin)=arg min(V) Pn(V)

Величина   M(Pnmin) [V(Pnmin)]определяется графически по зависимостям  Pn(M,Hi) [Pn(V,Hi)]  с учетом ограничений по числу М (скорости) полета.

5. Максимальная энергетическая скороподъёмность и соответствующее число М (скорость) полёта

M( Vy* max) [V(Vy* max)]

           Vy* max=max V(M,H)

           M2=M(Vy* max) =arg max(M) Vy*(M,Hi)

Или

          Vy* max=max V(V,Hi)

          V2=V(Vy* max) =arg max(M) Vy*(V,Hi)  Vy*(V,Hi) 

Величины  Vy* max и M(Vy* max) [V(Vy* max)]  определяются графически по зависимостям Vy*(M,Hi) [Vy*(V,Hi)]   с учетом ограничений по числу М (скорости) полёта.

6. ©Минимальные значения часового qr min   и километрового qk min  расхода топлива, и соответствующие им скорости полёта:

qr min=min(V) qr(V,Hi);

V3=V(qr min )=arg min(V)  qr(V,Hi);

 qk min=min(V) qk(V,Hi);

V4=V(qk min )=arg min(V)  qk(V,Hi).

Величины   qr min,  V(qr min ), qk minV(qk min ) определяются графически по зависимостям qr(V,Hi), qk(V,Hi) с учетом ограничений скорости полёта.

Найденные выше значения ЛТХ (1…6) заносятся в таблицу №2.

Т а б л и ц а   №2

H

Vy*

max

M[V]

min доп

M[V]

max доп

M[V]

min уст

M[V]

max уст

M1[V1]

(Pn min)

M2[V2]

(Vy*max)

V3

(qkmin)

V4

(qkmin)

qr

min

qk

min

M

м/с

[м/ч]

[м/ч]

[км/ч]

[км/ч]

[км/ч]

[км/ч]

км/ч

км/ч

кг/ч

кг/км

По данным таблицы №2 строятся следующие зависимости:

1.         Мmin доп(H), Мmax доп(H), Мmin уст(H), Мmax уст(H), М1 (H), М2 (H) или [ Vmin доп(H), Vmax доп(H), Vmin уст(H), Vmax уст(H), V1 (H), V2 (H), V3 (H), V4 (H)] - на одном рисунке,

2.        Vy* max(H),

3.   © qr min (H),  qk min (H) – на одном рисунке.

При построении указанных зависимостей по оси ординат откладывается высота в [м]. Для маневренного самолета зависимость M2(H) на режиме «форсаж» может иметь точку разрыва при переходе с дозвуковой скорости полёта на сверхзвуковую. В качестве высоты перехода Hn принимается значение высоты в узловой точке Hni , для которой модуль разности между сверхзвуковым и дозвуковым  максимумами Vy* минимален:

| Vy* max(дозв)(Hni)-Vy* max (св)(Hni)|=>min

Статический  и практический      потолки самолёта определяются графически по зависимости     :

Hст=arg[ Vy* max(H)=0]

Hпр=arg[ Vy* max(H)= Vy* доп]