Расчет летных характеристик методом тяг

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 Y_a 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 c_{xa пр} – профильная составляющая коэффициента сопротивления; c_{xa тр} – составляющая, обусловленная трением; c_{xa в} ( a ) – волновая составляющая коэффициента сопротивления. Приближенно

c_xaв ( 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. К_max -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 С_ха=С_ха(С_yа) по поляре ЛА для потребного в горизонтальном полете значения С _{yа гп}(удовлетворяюще- го условию Y_а= С_yаqS) в первом приближении, т.е.

. (8.11)

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

, (8.12)

где С_ха - определяется по поляре ЛА при известном С_{y 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