gn=top>
9,0
20,2
35,4
58,4
96,1
барограмі підйому наведена в додатку В.
2. Розрахунок характеристик стійкості і керованості літака
Сталістю літака називається його здатність без втручання льотчика зберігати заданий балансувальний режим польоту і повертатися до нього після припинення дії зовнішніх збурень. Літак статично стійкий, якщо при малій зміні кутів атаки, ковзання і крену виникають сили і моменти, спрямовані на відновлення вихідного режиму польоту. Динамічна стійкість характеризується загасанням перехідних процесів обуреного руху.
керованості літака називається його здатність виконувати у відповідь на цілеспрямовані дії льотчика будь передбачений у процесі польоту маневр п ри допустимих умовах. Балансувальними режимами називаються режими, при яких діють на літак сили і моменти врівноважені. Для досягнення задовільних показників динамічної стійкості і керованості потрібно в першу чергу забезпечення статичної стійкості літака.
2.1 Визначення середньої аеродинамічної хорди крила (САХ)
САХ крила є характерним відрізком хорди профілю крила, від початку і в частках якого відраховуються координати центру мас і аеродинамічного фокусу літака. Величина САХ трапецієподібного крила визначається за формулою
(2.1)
м
Координати носка САХ щодо носка центральної хорди обчислюється так
(2.2)
(2.3)
м
м
2.2 Визначення положення аеродинамічного фокусу літака
Фокусом літака називається точка на поздовжньої осі літака, щодо якої коефіцієнт поздовжнього моменту m z не залежить від кута атаки. Іншими словами, фокус є точкою докладання прирощення аеродинамічної сили при зміні кута атаки. Вимірюється положення фокусу щодо САХ. p> Розрахунок положення фокусу спільно з визначенням центру ваги дозволяє зробити висновок про поздовжньої статичної стійкості літака.
При малих значеннях кута атаки (коефіцієнта з у ) коефіцієнт m z лінійно залежить від кута атаки О± і з у
(2.4)
де - ступінь поздовжньої статичної стійкості,
(2.5)
- координати центру ваги літака і фокусу щодо носка САХ в частках b А ; - нульовий момент літака.
= 2,5; = - 0,02
Для забезпечення поздовжньої стійкості необхідно, щоб фокус літака перебував позаду центра ваги, тобто <0. p> Значення наближено визначається співвідношенням
(2.6)
де - координата фокусу крила;
(2.7)
Тут - фокус профілю з середньою товщиною крила;
(2.8)
- зміна координати фокусу від впливу стисливості повітря в діапазоні чисел Маха М * <М <1,2
;
В
- зсув фокусу внаслідок впливу фюзеляжу
(2.9)
Тут k F = - 1,6 - коефіцієнт, знаходиться в Залежно від подовження фюзеляжу О» Ф і відносини х Ф /l Ф (х Ф - координата центра ваги літака щодо носка фюзеляжу визначається з розрахунку, що положення центра ваги щодо САХ відомо; S Ф - площа проекції фюзеляжу в плані можна наближено визначити за формулою = 473,2; - похідна з у по О± для відповідного режиму польоту, 1/град;
В
- зсув фокуса в частках b A для літака класичної схеми з хвостом ГО знаходиться за формулою
(2.10)
Тут L ГО - плече ГО, відлічуване від фокусу без ГО, що визначається координатою (х F кр + х F Ф ), до чверті середньої хорди ГО; - похідна з У ГО за кутом атаки ; О• О± - похідна кута скосу потоку у ГО за кутом атаки крила досягає значень 0,4 - 0,6 і розраховується за емпіричною формулою
(2.11)
Тут П‡ О· - Коефіцієнт, що враховує звуження крила О· В , визначається з вираження; П‡ х , П‡ у - Коефіцієнти, що враховують зміна скосу потоку при видаленні ГО від крила, визначаються залежно від безрозмірних (в частках полуразмаха) величин; за формулами
; p> Тут у ГО - вертикальна координата ГО щодо лінії, що проходить через САХ крила; О± - кут атаки крила, відповідний крейсерських режиму польоту О± = О± кр . = - 3,9
В В В В
2.3 Розрахунок балансувальної кривої
Балансирувальні криві відносяться до статичних характеристиках стійкості і керованості. Для розрахунку балансувальної кривої кута відхилення керма висоти у функції швидкості (Або числа М) використовується спрощене співвідношення:
...
