Методические указания к выполнению курсовой работы по дисциплине «Динамика полёта», страница 9

Далее вычисляются следующие характеристики:

1. Зависимости от числа М (скорости) полёта:

-  запаса статической устойчивости по перегрузке ,

-  фокуса самолёта ,

-  точки нейтральности по перегрузке ,

-  предельно задней центровки ,

2. Зависимость от числа М (скорости) полёта:

-  балансировочного отклонения органа продольного управления ,

-  градиента отклонения органа продольного управления по перегрузке ,

-  располагаемой нормальной перегрузки из условия балансировки.

Для определения площади ГО  рассчитывается предельно передняя и предельно задняя центровки. Расчет предельно передней центровки ведется для режима посадки. Для маневренного сверхзвукового самолета (с двигателем работающим на режиме «форсаж») кроме посадки расчетным режимом является маневр на высоте Н=15 км, М=1.8 при максимальной нормальной перегрузке .

Предельно передней центровка для указанных режимов вычисляется по формуле

Где

Аэродинамические характеристики самолета без ГО и ГО для режима посадки указанны (см. приложение).

Величина угла атаки при посадке (касании ВПП) приведена в разделе 2.5. при маневрировании с заданной перегрузкой угол атаки вычисляется по формуле:

Где

Если при вычисленном значении угла атаки , то следует уменьшить расчетную перегрузку.

Предельно задняя центровка вычисляется для режима Н=0, М=0.8 по формуле

                                                                   (16)

где

-  минимально допустимый запас статической устойчивости по перегрузке,

-      для неманевренного самолёта     =-0.1,

-  для маневренного и ограниченно-маневренного самолетов  =-0.05.

-  по приведенным выше формулам для ряда значений   (0.05, 0.3, 0.5) рассчитывается предельно передняя (для одного-двух режимов) и предельно задняя центровки.

Результаты расчета заносятся в таблицу №10

Таблицу №10

Затем на одном рисунке строятся зависимости   , графически определяется потребная площадь ГО из условия:

       ,

где – эксплуатационный разброс центровок

        @0.15 для неманевренного самолёта

        @0.08 для маневренного самолета

Далее расчеты характеристик устойчивости и управляемости производится для средней центровки:

При расчете зависимостей:              используются формулы (16).

Величина определяется выражением

Значения величин    определяются в узловых точках по М на высоте Н=0.

Результаты расчета заносятся в таблицу №11

Таблицу №11

По данным таблицы №11 на одном рисунке строится графики зависимостей:            .

Зависимости        определяются для трех значений высоты: Н=0; 9(6) км и высоты крейсерского полета , найденной в разделе 2.3.1.

Для вычислений указанных зависимостей используются формулы

Где

- угол атаки самолета при =0

                                               (для маневренного и ограниченно-маневренного самолета =1).

Значения величин    вычисляются в узловых точках по М, заданных в таблицах исходных данных.

Результаты расчета заносятся в таблицу №12

Таблицу №12

Можно организовать одну таблицу для трех высот: по строчкам заносятся зависимости характеристик от числа М (скорости).

По данным таблицы №11 строится зависимости

1. –на одном рисунке,

2. –на одном рисунке,

3. –на одном рисунке.

На графиках зависимостей    наносятся зависимости от числа М (скорости) допустимой нормальной перегрузки по условиям срыва                 (см. п.2.6. формулу (15)).