Понятие об аэродинамическом расчете
Методы динамики полета позволяют дать рекомендации по технике пилотирования самолета, подобрать наивыгоднейшие режимы полета, рассчитать летно-технические характеристики (ЛТХ) самолета. Определение основных ЛТХ самолета принято называть аэродинамическим расчетом.
Рис 6.11. Кривые потребных и располaгаемых тяг. | Рис 6.12.Диапазон летных высот и скоростей. |
Н.Е. Жуковский предложил для определения ЛТХ метод тяг (метод Н.Е. Жуковского), основанный на сопоставлении потребной для полета тяги Pп с располагаемой тягой Pp двигателей, установленных на самолете (рис. 6.11). Кривая располагаемых тяг Pp определяется характеристиками двигателя. Кривая потребных тяг получается расчетом в диапазоне летных углов атаки для каждого угла атаки по алгоритму:
По результатам сравнения кривой потребных и располагаемых тяг определяется диапазон высот и скоростей полета, который способен реализовать проектируемый самолет (рис. 6.12).
Зона 1 реализуемых высот и скоростей полета самолета (область возможных полетов) ограничена минимально допустимыми 2 и максимально допустимыми 3 скоростями полета.
Граница 2 минимальной скорости полета Vmin определится из уравнения горизонтального полета Ya = G как
где
- | минимальная скорость полета, м/с; | |
- | удельная нагрузка на крыло самолета с полетной массой mи площадью крыла S, Па | |
- | плотность воздуха на высоте H, кг/м3 | |
- | максимально допустимый в полете коэффициент подьемной силы самолета (см.раздел 5.6) |
Граница 3 максимальной скорости полета Vmax определится максимальной тягой двигателя из уравнения горизонтального полета Xa=P как
где
- | удельная тяговооруженность самолета с полетной массой m и тягой двигателя P | |
p | - | удельная нагрузка на крыло самолета, Па |
- | минимальный коэффициент лобового сопротивления при полете на данной высоте |
Наивыгоднейшая скорость полета Vнв (кривая 4 на рис. 6.12) соответствует максимальному аэродинамическому качеству самолета Kmax и, следовательно, минимально потребной для полета тяговооруженности, поскольку =1/Ka
Наивыгоднейшей скорости полета соответствует и максимальная скороподъемность Vy, определяемая избытком тяги двигателя, которую можно использовать для набора высоты.
Пересечение границ 2 и 3 определит теоретический потолок самолета Нт, на котором Vmax = Vmin, т. е. возможен полет с единственной скоростью, разгон самолета невозможен и, следовательно, Vy= 0.
Практический потолок самолета Нп определяется высотой, на которой вертикальная скорость соответствует какой-либо заранее установленной величине, например
Vy = 0,5 м/с.
Динамический потолок самолета - высота, которой достигает самолет в результате энергичного вертикального маневра (горки) после разгона до большой горизонтальной скорости, используя для набора высоты не только тягу двигателей, но и кинетическую энергию, накопленную при разгоне.
Полет в болтанку, когда на человека действуют значительные знакопеременные нагрузки, вызванные порывами ветра, заставляет ограничивать диапазон скоростей и высот полета. На рис. 6.12 граница 5 обусловлена переносимостью человеком перегрузок при полете в турбулентной атмосфере.
В первом приближении продолжительность Т и дальность L полета определятся как
; |
где
T | - | продолжительность полета, ч; |
mt | - | запас топлива на борту самолета, кг; |
Cp | - | удельный расход топлива, килограмм массы топлива на ньютон тяги в час (т. е. количество топлива в килограммах, потребное для создания двигателем силы тяги в 1 Н в течение 1 ч полета) |
Pп | - | потребная тяга двигателей, H; |
Ka | - | аэродинамическое качество самолета; |
G | - | сила тяжести (вес) самолета; |
m | - | полетная масса самолета, кг; |
g | - | ускорение свободного падения, м/с2; |
L | - | дальность полета, км; |
V | - | скорость полета, км/ч |
В реальном полете ЛА совершают сложные, неустановившиеся движения, когда параметры движения изменяются во времени. Поэтому необходимо при проектировании рассматривать пространственные траектории ЛА при воздействии на него переменных во времени управляющих и возмущающих воздействий.
Естественно, что решение подобных задач требует применения значительно более сложного математического аппарата, чем тот, которым мы воспользовались при рассмотрении сил, действующих на самолет, и расчете его ЛТХ.
Глава 7
Дата добавления: 2019-02-08; просмотров: 798;