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

??????????????????              V_{min доп}=a**M_{min доп}                    ????????????????????????

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

      М_{max доп}=min{M_пред, M(V_{i max})}

Или

      V_{max доп} =a*3.6*М_{max доп}     [км/ч]

Где M_пред  – предельное число М полета (таблица П1), M(V_{i max}) – число М, соответствующее максимально допустимой индикаторной скорости  V_{i max} [км/ч]

M(V_{i max})= V_{i max}*ÖD^-1/3.6*а_н

ÖD^-1=Ör₀/r_Н  (таб.П2),   V_{i max} [км/ч]- из таб. П1

Значения   М_{min доп}  и  М_{max доп}   или (V_{min доп} V_{max доп,} ), определяемые для высот Н_i наносятся в виде ограничений на графики зависимостей:

           Pn(M,H), P_p(M,H), V_y*(M,H)    [P_n(V,H), P_p(V,H), V_y(V,H), q_r(V,H), q_k(V,H) ]

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

М_{min уст} =max{M_{min доп},M_{min p}}

М_{max уст} =max{M_{max доп},M_{max p}}

Или для неманевренного самолёта:

V_{min уст} =max{V_{min доп},V_{min p}}

V_{max уст} =max{V_{max доп},V_{max p}}

Где  M_{min p}, M_{max p} [V_{min p} , V_{max p} ] – определяются графически как точки пересечения ( если оно имеется ) кривых потребных Pn(M,H_I) [ P_n(V,H_I)]    и располагаемых P_p(M,H_I) [ P_p(V,H_I) ]  тяг.

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

M₁=M(P_nmin)=arg min_(M) Pn(M)

или              

V₁=V(P_nmin)=arg min_(V) Pn(V)

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

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

M( V_y^* max) [V(V_y^* max)]

           V_y^* max=max V(M,H)

           M₂=M(V_y^* max) =arg max_(M) V_y^*(M,H_i)

Или

          V_y^* max=max V(V,H_i)

          V₂=V(V_y^* max) =arg max_(M) V_y^*(V,H_i)  V_y^*(V,H_i) 

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

6. ©Минимальные значения часового q_{r min}   и километрового q_{k min}  расхода топлива, и соответствующие им скорости полёта:

q_{r min}=min_(V) qr(V,H_i);

V₃=V(q_{r min} )=arg min_(V)  q_r(V,H_i);

 q_{k min}=min_(V) q_k(V,H_i);

V₄=V(q_{k min} )=arg min_(V)  q_k(V,H_i).

Величины   q_{r min,}  V(q_{r min} ), q_{k min,}  V(q_{k min} ) определяются графически по зависимостям q_r(V,H_i), q_k(V,H_i) 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.         М_{min доп}(H), М_{max доп}(H), М_{min уст}(H), М_{max уст}(H), М₁ (H), М₂ (H) или [ V_{min доп}(H), V_{max доп}(H), V_{min уст}(H), V_{max уст}(H), V₁ (H), V₂ (H), V₃ (H), V₄ (H)] - на одном рисунке,

2.        V_y^* max(H),

3.   © q_{r min} (H)_,  q_{k 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 H_n принимается значение высоты в узловой точке H_nⁱ , для которой модуль разности между сверхзвуковым и дозвуковым  максимумами V_y* минимален:

| V_y* _{max(дозв)}(H_nⁱ)-V_y* _{max (св)}(H_nⁱ)|=>min

Статический  и практический      потолки самолёта определяются графически по зависимости     :

H_ст=arg[ V_y* _max(H)=0]

H_пр=arg[ V_y* _max(H)= V_y* _доп]