Расчет лётных характеристик самолета

Страницы работы

Содержание работы

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ
АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ»

КАФЕДРА 12


ОЦЕНКА РЕФЕРАТА

РУКОВОДИТЕЛЬ

Зегжда И. С.

должность, уч. степень, звание

подпись, дата

инициалы, фамилия

Практическая работа

Расчет лётных характеристик самолета

по дисциплине: ДИНАМИКА ПОЛЕТА

РЕФЕРАТ ВЫПОЛНИЛ

СТУДЕНТ ГР.

1421

Бургов М. Н.

подпись, дата

инициалы, фамилия

Санкт-Петербург
2008

1. Цель работы.

По полученным данным произвести расчет  летательных характеристик ЛА

2. Задание.

Таблица 2.1 Исходные данные

Вариант

H, км

V, м/с

, Н

, Н

L, м

S,

2

6

220

191

49

34,88

150

Сх

Схмах

X

, м

0,025

1,4

23

0,176

+1

36,38

4

3. Расчет поляры.

В данном разделе производим расчет поляры 1 рода. Рассчитанные данные показаны в таблице 3.1

0

0

0

0

0

0,025

0,2

0,04

0,143

0,002

0,0005

0,027

0,4

0,16

0,286

0,006

0,001

0,032

0,6

0,36

0,429

0,014

0,0015

0,041

0,8

0,64

0,571

0,025

0,003

0,053

1

1

0,714

0,039

0,007

0,071

1,2

1,44

0,857

0,057

0,014

0,096

1,4

1,96

1

0,077

0,05

0,152

Рассчитаем значение индуктивного сопротивления по формуле 3.1

                                                             (3.1)

где:

- лобовое сопротивление

 - удлинение крыла по формуле 3.2

                                                                         (3.2)

Где:

L- размах крыла

S – площадь крыла

Подставим соответствующие значения.

                                               

По данным в таблице 3.1 построим поляры.

По графикам найду необходимый угол атаки (αнв ), допустимый угол атаки (αдоп), критический угол атаки (αкр):

                                                   αнв=14ْ   

                                                   αдоп=17ْ

                                                   αкр=23ْ

4. Возможность горизонтального полета.

Для горизонтального  полета нужно вычислить угол атаки и проверить компенсируемость (с запасом) лобового сопротивления тягой двигателя и  соответственно возможность горизонтального полета на заданной высоте.

Выбираем угол горизонтального полета из диапазона 3-5 градусов.

Выберем 4 градуса

Этому углу атаки соответствует 0,2

                                                      0,027

Рассчитаем число М на данной высоте по формуле 4.1

   (4.1)

Где:

V – скорость полета

а – скорость звука на данной высоте. При H = 6 км, а = 316,4 м/с

Получим

Значение превышает 0,4 следовательно вокруг ЛА будут образовываться воздушные уплотнения (ударные волны) которые оказывают значительное воздействие на летные характеристики ЛА. Учтем это в дальнейших расчетах. [1 c.13]

Оценим возможность полета на данной высоте

Тяга располагаемая.

Где:

 - тяга одного двигателя

 - потери в тяге 0,73

Получим

Тяга потребная

Где:

 - сила сопротивления

 - плотность воздуха на высоте

S – площадь крыла

Условие горизонтального полета:

Вывод: полет возможен, с запасом тяги в 30% и превышением подъемной силы в 81,6%

5.  Задача экстренного снижения.

В данном разделе рассчитывается время, затрачиваемое на снижение с заданной высоты до высоты в 4.5 км при разгерметизации. Следует также учесть принятую максимальную отрицательную перегрузку . Попутно определим угол снижения с допустимой перегрузкой:

Скорость снижения примем равной скорости горизонтального полета

Из соотношения:

Получим время снижения

Время снижения соответствует нормам летной годности и ниже предельного значения в 2,64 раза.

6. Вираж

Задача: Оценить возможность виража на данной высоте с заданной перегрузкой.

Перегрузка n=1.3

Определим скорость виража

Радиус виража

Потребная для виража мощность

Данная величина укладывается в данное значение мощности двигателя самолета.

Время виража

Угловая скорость самолета на вираже

ВЫВОД: на данной высоте вираж возможен с последующими характеристиками

Предельная перегрузка          1,3g

Скорость виража                     286 м/с

Радиус виража                        10км

Угловая скорость виража       0,0284 1/с

Потребная мощность              Н

Время выполнения виража   193,14 с=3 мин 13,14 сек

7. Переходный процесс.

Данный расчет показывает насколько быстро самолет реагирует на изменение угла отклонения рулей высоты.

7.1 Определение момента инерции самолета

 Определим момент инерции самолета по оси Z по формуле

Где:

m=масса самолета

Данный момент инерции понадобится в дальнейшем для высчитывания коэффициентов .

7.2 Определение скорости движения ЛА на заданной высоте.

Для заданной высоты следует рассчитать скорость полета с учетом данных таблицы стандартной атмосферы.

Для H=6000м

M=0.7

Q=316.4 м/с

Как видим скорость ненамного отличается от заданной в пункте 1.

7.3 Определения значения производных ,,,.

Подсчитаем общий коэффициент.

7.3.1. Определение

7.3.2. Определение

7.3.3. Определение

7.3.4. Определение

7.4 Определение коэффициента и располагаемой тяги

Находим значение 

Теперь можем найти располагаемую тягу

7.5 Определение производной

7.6 Определение коэффициентов

7.7 Определение постоянной времени и коэффициента демпфирования.

Так как демпфирование меньше

7.8 Время уменьшения амплитуды в 2 раза

7.9 Время примерно полного затухания

7.10 Угловая частота собственных колебаний и период

7.11 Передаточные коэффициенты

7.12 Выражения для передаточных функций

7.13 Находим изображения

Выберем ξ ( демпфирование ) равным  это значение обеспечивает оптимальное качество переходного процесса при отклонении руля высоты.

1.

  3.

Рис 1. Зависимость

Рис 1. Зависимость

Похожие материалы

Информация о работе