Расчет лётных характеристик самолета

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