05 Лек 9-11 Исх данные (2)

1. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

При расчете траекторий и летно-технических характеристик должны
быть заданы
масса m,
-площадь крыла S,
-запас топлива mт,
-высотно–скоростные и дроссельные характеристики силовой установки и
характеристики винтов (для турбовинтовых и поршневых двигателей),
-аэродинамические силы, задаваемые в виде коэффициентов аэродинамических сил
-Заданы или рассчитаны ограничения режимов полета:
- – допустимые скорости полета, число М,
-нормальная перегрузка ny ,
-высота полета Н,
-и т.д.

2. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

,
,
Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Аэродинамические силы
Ya = C ya qS
X a = C xa qS
Z a = C z a qS

3. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

При проектных оценках ЛТХ в первую очередь определяются для условий
МСА, а также для любых других условий полета, отличных от МСА
Условия полета.
q=
HV 2
2
= 0,7 pH M
V
M=
aH
Vba
Число
Рейнольдса
Скоростной напор
Число Маха
aH = 20,0468 TH
Re =
2
H =
pH
RTH
R = 287,5 Дж/(кг К) –
универсальная
газовая постоянная.
Скорость звука
1,458 10 −6 TH2 3
=
динамическая вязкость
TH + 110,4

4. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Условия полета.
Плотность, давление и температура воздуха связаны уравнением состояния
H =
pH
RTH
R = 287,5 Дж/(кг К)
Высота полета, отсчитываемая от среднего уровня моря, называется
барометрической высотой. Давление, соответствующее барометрической
высоте, может быть найдено путем интегрирования уравнения равновесия
газа
dp H
= − H g
dH
Изменение температуры воздуха с высотой задается по МСА градиентом температуры,
равным − 6,5
o
о
до Н = 11км , нулю от 11 км до 20 км и + 1
от 20 км до 32 км. Используя
км
км
такой закон изменения ТН , можно по вышеприведенным формулам определить изменения
p H , H , a H , H по барометрической высоте.

5. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

,
,
Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
В реальных условиях полета давление РН и температура ТН, а
следовательно, и плотность могут отличаться от значений в МСА. В этом
случае принято летную характеристику, полученную в фактических
условиях, приводить к стандартным условиям (по МСА).
К условиям полета относят также ветер, задаваемый скоростью W и
направлением относительно стартовых или нормальных земных осей координат.
Часто выделяют горизонтальную и вертикальную составляющие скорости W.
Горизонтальная составляющая может достигать в среднем (12 … 18) м/с на
умеренных высотах и до (20 … 30) м/с в стратосфере,
в струйных течениях (50 … 80) м/с.
При определении условий полета часто используют понятие индикаторной
скорости, которая связана с воздушной (истинной) скоростью соотношением:
Vi = VH
H
0
Постоянство индикаторной скорости по высоте
полета свидетельствует о постоянстве скоростного
напора q

6. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

,
,
Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Аэродинамические характеристики самолета
При известных аэродинамических
коэффициентах в скоростной системе
координат аэродинамические силы,
действующие на самолет, определяются
Ya = C ya qS
X a = C xa qS
Z a = C z a qS
Аэродинамические характеристики самолета определяются его схемой и
геометриче-скими параметрами – формой крыла (стреловидностью,
толщиной, удлинением, наплывами и т.д.) и фюзеляжа. Строго говоря,
зависят они и от РРД. При наличии ВРД изменение его режима работы
влияет на расход воздуха через воздухозаборник и характер обтекания
хвостовой части, а, следовательно, и на изменение давления на
поверхности самолета.
Влияют на аэродинамические характеристики механизация крыла и
упругие деформации конструкции самолета.

7. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

,
,
Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Аэродинамические характеристики самолета
C ya = C ya ( − 0 )
C ya = C ya max = кр
Влияют на аэродинамические характеристики механизация крыла и
упругие деформации конструкции самолета.
Обычно не учитывают нестационарность обтекания самолета при
эксплуатационных условиях полета.

8. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

,
Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
,
Аэродинамические характеристики самолета
C ya = C ya ( − 0 )
C ya = C ya max = кр
При малых числах M
C
=
f
(
,
,
)
y
a

9. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

,
,
Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Аэродинамические характеристики
самолета
C ya = C ya ( − 0 )
Зависимость от Re

10. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
2
Cxa = Cxa min + A2 (C ya − C *ya )2 = Cxa 0 − AC
+
A
C
1 ya
2 ya
Cxa = Cxa 0 + AC y2a − Классическая поляра.
Cxa 0 = Cxa min + A2C *y2a
K=
Cy
Cx
a
;
A12
C xa min = C xa 0 −
4A2
a
C
A1 = 2 A2C *ya
A2 = A =
3
2
1
1
эф
,
*
ya
A1
=
2A 2
2
= ,
S
При симметричном профиле
крыла
C*y = 0, Cxa min = Cxa 0
a

11. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
K=
Cy
Cx
a
a
; Аэродинамическое качество

12. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Cxa = Cxa 0 + AC y2a
A=
1
эфф
При М>1
;

13.

14. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Cxa = Cxa 0 + AC
2
ya
A=
1
эфф
;

15. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Cxa = Cxa 0 + AC y2a
A=
1
эфф
;

16. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Балансировочная поляра
K=
Cy K =
a
max
C ya
C xa
C xa min
+ C *2
ya =
A2
= эфC xa min + C *2
ya
Cxa 0
C yaK =
;
max
A
1
K max =
2 ACxa 0

17. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов Аэродинамическое качество.

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Аэродинамическое качество.
1
K max =
2 ACxa 0

18. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов Аэродинамическое качество.

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Аэродинамическое качество.

19. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

bэкв =
S Пр Исходные данные для расчета траекторий и летно–
кр
технических характеристик самолетов
F
– суммарная
относительная
омываемая площадь
фюзеляжа и других
ненесущих элементов), сопротивление
фонаря и других
плохообтекаемых
элементов.
SOM
0,05
XF
Cx 0 = 1,35
(CF + 0,003) + 0,03F +
, CF =
.
S
S
qS
a

20. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
bэкв =
S Пр
кр
ДЗ: переход от
продувок модели к
самолету
ДП МАИ cтр. 97-101

21. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
На самолетах применяются силовые установки с ракетными,
воздушнореактивными (ВРД), турбовинтовыми (ТВД) и поршневыми (ПД)
двигателями.
- ПД + ВМГ;

22. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
Ракетные:
- РД (РДТТ, ЖРД);

23. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
- ВРД (пропульсивные):
- -ПВРД

24. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
ВРД (пропульсивные):
- ТРД;
- ТРДФ (дожигание);
- ДТРД (m↑, m↓);
- ДТРДФ;
- ТПрД (ДТРД+ПВРД)

25. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
ВРД (пропульсивные):
- ТРД;
- ТРДФ (дожигание);
- ДТРД (m↑, m↓);
- ДТРДФ;
- ТПрД (ДТРД+ПВРД)

26. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
ВРД (винтовые):
- ТВД;
- ТВлД.

27. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
Электрические (солнечные батареи). Пока экзотика.

28. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.

29. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.

30. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.

31. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

;
Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
p H T0
P( M , H , R ) = R P00 P ( M , H = 0, R = 1)
p 0 TH
n
~
TH
Ce (M , H , R ) = Ce ( R )Ce00 Ce (M , H = 0, R = 1)
T0
H
pH
Ce (M , H = 0, R = 1)
PH 11 = P11
= P11
11
p11
P ( M , H = 0, R = 1)
P00 , Ce00 – тяга и удельный расход топлива при M = 0, H = 0, R = 1
~
Ce ( R )
Ce ( R ) =
Ce ( R = 1)
n = 1,5 1,8 - зависит от
двухконтурности

32. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
технических характеристик самолетов
Характеристики двигателей, применяемых на самолетах.
Pотр
P
0
1
0,5
уд

33. Исходные данные для расчета траекторий и летно–технических характеристик самолетов

Исходные данные для расчета траекторий и летно–
;
технических характеристик
самолетов
Дроссельные Характеристики двигателей

34.

Ограничения на режимы полета
Под допустимыми значениями
полетных параметров понимают
такие значения,
непреднамеренные превышения
которых в внешних
возмущений, полете летчиком
или при воздействии не
приводит к выходу за
предельные значения этих

35.

Ограничения на режимы полета
Предельные по углу атаки режимы:
Штопор – самопроизвольное пространственное движение самолета,
обычно вращательное, при больших положительных (+) или
отрицательных (-) углах атаки ( ), превышающих сваливания ( с),
обусловленное взаимодействием аэродинамических и инерционных сил и
моментов.
Сваливание – это возникновение на БУА самопроизвольного
расходящегося апериодического или колебательного движения самолета,
не парируемого обычными методами пилотирования без уменьшения угла
атаки, либо нерасходящихся колебаний со значительной амплитудой,
возрастающей с увеличением угла атаки. По сути это – потеря
устойчивости движения, - апериодическая либо колебательная. Главными
факторами, обуславливающими сваливание и развитие штопорного
движения являются большие углы атаки и/или скольжения.
Обычно штопор развивается в результате сваливания самолета и начала
неуправляемого вращательного движения, если причины возникновения
сваливания своевременно не устранены. Причиной вращательного
движения является авторотация, т.е. отсутствие демпфирования, или
наличие «неустойчивых» аэродинамических моментов.

36.

Ограничения на режимы полета
гарантийные запасы:
3 40 , 2 30 , M 0,1 0,15 ,
если
поперечная
перегрузка
nz
от
развивающегося скольжения не превышает ± 0,5;
Vi = 50 60 км/ч, если при Vi = Viдо п в полете без крена отклонение ручки
управления вбок не превышает 20% полного его хода и реализуемое
значение скорости крена не ниже ее минимального нормируемого значения;
x = 0,15 xдоп , если в процессе вращения самолета со скоростью крена xд о п его
углы атаки и скольжения, нормальная и поперечная перегрузки не выходят за
пределы 80% их максимальных эксплуатационных значений.
На этапе летных испытаний опытного самолета ограничения полетных параметров
носят временный характер и назначаются после анализа результатов
продувок моделей в аэродинамических трубах, наземных испытаний на
пилотажных стендах и материалов испытаний динамически подобных
свободно летающих моделей (если они есть).

37.

37