Студопедия
Случайная страница | ТОМ-1 | ТОМ-2 | ТОМ-3
АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатика
ИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханика
ОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторика
СоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансы
ХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника

Расчет летных характеристик методом тяг

Читайте также:
  1. I. Общая характеристика
  2. II. Отнесение опасных отходов к классу опасности для ОКРУЖАЮЩЕЙ ПРИРОДНОЙ СРЕДЫ расчетным методом
  3. II. Порядок расчета платы за коммунальные услуги
  4. II. СПОСОБЫ РАСЧЕТА ТОЧКИ ОТДЕЛЕНИЯ ПАРАШЮТИСТОВ ОТ ВОЗДУШНОГО СУДНА.
  5. III Построить графики амплитудных характеристик усилителя для четырех различных нагрузок и режима холостого хода, и определить динамический диапазон усилителя для каждого случая.
  6. III.3.5. ХАРАКТЕРИСТИКА ИММУНГЛОБУЛИНОВ - АНТИТЕЛ
  7. IV Исследовать амплитудную характеристику усилителя.

В установившемся горизонтальном прямолинейном полете дифференциальные уравнения (5.8)-(5.10) превращаются в алгебраические равновесия сил:

, (8.1)

. (8.2)

При этом составляющие перегрузки (7.22):

,

Тягу двигателей P и аэродинамическую подъёмную силу Ya можно целенаправленно изменять в полёте при управлении ЛА (дросселированием двигателя и отклонением рулей ЛА).

Одним из основных методов определения лётных характеристик самолётов и вертолётов являются методы тяг и мощностей. Метод, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг называется методом тяг Жуковского.

Под располагаемой тягой P р понимается максимальная тяга всех двигателей, уста- новленных на ЛА, определённая для данного режима полёта (V  Потребная тяга P п для установившегося горизонтального полёта подбирается лётчиком из условия (8.1) и не должна превышать располагаемой

. (8.3)

Здесь: , ,

и -скорость звука и давление воздуха на высоте , .

Аэродинамические коэффициенты C xa и C y а задаются обычно в виде следующих зависимостей:

(8.4)

(линейная зависимость до значений µ£µдоп) (рис.25).

Это типичная зависимость для дозвуковых скоростей полёта M < 1.

 
 

 

 


Рис. 26 а)

 

- угол стреловидности крыла по передней кромке.

 

 

Рис. 26 б)

 

  Рис. 26в) На рис. 26а) 1 – ограничение a доп = a св - 30 ; 2 – ограничение по тряске; 3- ограничение по устойчивости и управляемости.  
 
 
Сxаm


Рис. 27

На рис.26в) показано изменение составляющей от числа М, где cxa пр – профильная составляющая коэффициента сопротивления; cxa тр – составляющая, обусловленная трением; cxa в ( a ) – волновая составляющая коэффициента сопротивления. Приближенно

cxaв ( a=0 ) (М>1). Коэффициент b зависит от формы профиля крыльев и их относительной толщины. Коэффициент сопротивления можно выразить формулой

. (8.5)

Поляра ЛА. (см. рис. 27). Величина соотношения: -аэродинамическое качество. Кmax -cоответствует максимальному тангенсу агла наклона касательной, проведен-

ной из начала координат к поляре. В линейном диапазоне зависимости от углов атаки часто используют квадратическую зависимость для поляры

(8.6)

Эта зависимость обычно используется для несимметричных крыльев, установленных под ненулевым углом к продольной оси. С xаm – минимальное значение С xa и соответствующее ему значение С ya m; A – коэффициент наклона поляры.

При симметричном профиле, расположенном вдоль продольной оси ЛА:

. (8.7)

Для дозвуковых скоростей и стреловидных крыльев

, , (8.8)

где геометрическое удлинение крыла, –угол его стреловидности по передней

кромке крыла. Для сверхзвуковых скоростей:

(8.9)

Если использовать аналитическое выражение для поляры, то можно вычислить

, (8.10)

Рис. 28 Примерная зависимость Kmax(M) для различных ЛА (рис 28).

Для ТРД (турбореактивного двигателя) (см. рис. 29).

Рис. 29а) Рис. 29б)

Последовательность расчётов. Для заданных V и H определяется Схаха) по поляре ЛА для потребного в горизонтальном полете значения С yа гп(удовлетворяюще- го условию Yа= СqS) в первом приближении, т.е.

. (8.11)

Решая совместно (8.4) и (8.2), найдем во втором приближении

, (8.12)

где Сха - определяется по поляре ЛА при известном Сy aг.п(1).

Когда ограничиваются только первым приближением, то метод называют упрощенным методом тяг.

Повторяя расчеты найдем различные значения потребных тяг для горизонтального полета, которые наносятся на график совместно с располагаемыми тягами (см. рис. 30).

Рис. 30 Здесь: ; в точке Г: ; Суа доп.=0,8 ¸ 0,9 Суа max.
  Повторив расчеты строится "сетка" потребных и располагаемых тяг (диаграмма потребных и располагаемых тяг) (рис. 31).
Рис. 31 Затем определяется зона (области) высот и скоростей установившегося горизонтального полета (рис. 32).
Рис. 32     qпред обычно вводится на малых высотах из-за ограничений по прочности или перегрузок.

Лекция 8.


Дата добавления: 2015-07-08; просмотров: 331 | Нарушение авторских прав


Читайте в этой же книге: Аэродинамические силы и продольный момент изолированного крыла | Пример 2. | Полная аэродинамическая сила и продольный момент ЛА | Системы координат и углы, определяющие положение ЛА в пространстве | Полная аэродинамическая сила всего ЛА | Примеры | Полный момент ЛА, обусловленный аэродинамическими силами | Уравнения движения в векторной форме | Уравнения движения ЛА в скалярной форме | Кинематические уравнения. Связь между углами |
<== предыдущая страница | следующая страница ==>
Перегрузка. Уравнения движения центра масс в безразмерной форме| Установившийся набор высоты. Скороподъемность ЛА

mybiblioteka.su - 2015-2024 год. (0.009 сек.)