Файл: Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76.docx
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 12.12.2023
Просмотров: 255
Скачиваний: 6
ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.
Продолжение таблицы 13
| mz0го | 0,065 | 0,067 | 0,070 | 0,075 | 0,092 |
| mz0 | 0,047 | 0,049 | 0,053 | 0,058 | 0,073 |
 | 0,578 | 0,568 | 0,564 | 0,560 | 0,585 |
| | -0,168 | -0,158 | -0,154 | -0,150 | -0,174 |
| | -0,227 | -0,118 | -0,078 | -0,056 | -0,050 |
| | -0,015 | -0,015 | -0,015 | -0,015 | -0,015 |
| | 0,035 | 0,036 | 0,038 | 0,041 | 0,047 |
| | -0,255 | -0,094 | -0,066 | -0,061 | -0,071 |
| | -0,400 | -0,127 | -0,054 | -0,019 | 0,000 |
Рисунок 13 – Допустимый диапазон центровок
Рисунок 14 – Зависимость
2.4 Балансировка самолёта в прямолинейном установившемся горизонтальном полёте
Условием балансировки самолета в установившемся горизонтальном полете является равенство нулю момента тангажа, действующего на самолет (
). Из этого условия определяются потребные для балансировки углы отклонения руля высоты с помощью соотношения (82)
В простейшей системе ручного продольного управления, в которой отсутствуют рулевые приводы (бустеры), усилие на рычагах управления, потребное для балансировки самолета в горизонтальном установившемся полете, определяется по выражению (83)
где
– коэффициент передачи усилий, обычно 
, принимаем 
– САХ руля высоты (
).Параметр
можно оценить выражением (84)
Производные коэффициента шарнирного момента находятся по формулам 85-86:
где
– угол стреловидности руля высоты по передней кромке (
);
– относительная площадь руля высоты;
– относительная площадь осевой компенсации, 
принимаем 
Полученные значения занесём в таблицу 14.
Таблица 14 – Балансировочные усилия
 | ||||||
| М | 0,370 | 0,490 | 0,600 | 0,700 | 0,800 | 0,850 |
| αго | -0,0013 | -0,0044 | -0,0071 | -0,0103 | -0,0148 | -0,0129 |
 | -0,009 | -0,010 | -0,010 | -0,011 | -0,013 | -0,015 |
 | -0,056 | -0,308 | -0,322 | -0,344 | -0,403 | -0,476 |
 | -331,81 | -102,01 | -41,68 | -13,79 | 0,00 | -20,22 |
Так как балансировочные усилия велики (
), то необходимо применить бустерное управление.При необратимой системе и линейной характеристике загрузочного механизма усилие на рычаге управления находиться с помощью известного соотношения (87)
где
– характеристика жесткости загрузочного механизма, ориентировочные значения 
принимаем 
Таблица 15 – Характеристики балансировочных кривых
| | ||||||
| М | 0,370 | 0,490 | 0,600 | 0,700 | 0,800 | 0,850 |
 | -0,3318 | -0,1020 | -0,0417 | -0,0138 | 0,0000 | -0,0202 |
 , Н | -331,81 | -102,01 | -41,68 | -13,79 | 0,00 | -20,22 |
Рисунок 15 – Балансировочная кривая по отклонениям органов управления
Рисунок 16 – Балансировочная кривая по усилиям на рычагах
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В работе был произведён расчёт лётных характеристик и характеристик продольной устойчивости и управляемости самолёта. Рассчитан диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета по диаграммам потребных и располагаемых тяг.
Устойчивостью называется свойство самолета восстанавливать без участия летчика кинематические параметры невозмущённого движения и возвращаться к исходному режиму после прекращения действия на самолет возмущений.
Под управляемостью принято понимать способность самолёта отвечать соответствующими линейными и угловыми перемещениями в пространстве на отклонение рычагов управления.
Для оценки скороподъемности самолета в установившемся режиме набора высоты построены кривые
располагаемых вертикальных скоростей на заданных высотах. Рассчитаны:
- максимальные вертикальные скорости и время набора на каждую выбранную высоту;
- взлетно-посадочные характеристики;
- затраты топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения;
- дальность и продолжительность полета на заданной скорости
и высоте 
- геометрические и аэродинамические характеристики самолета;
- аэродинамический фокус самолета;
- моменты тангажа.
Построена балансировочная кривая по отклонениям органов управления и балансировочная кривая по усилиям на рычагах управления. На самолете установлено бустерное управление, так как без него возникают усилия больше 350 Н.
Ниже рассмотрим сравнение расчётных данных с самолётом прототипом (таблица 16).
Таблица 16 – Сравнение расчётных данных с самолётом прототипом
| Характеристики | Самолёт - прототип | Расчётные данные |
| Максимальная взлетная масса, кг | 210000 | 157000 |
| Площадь крыла, м2 | 300 | 300 |
| Размах крыла, м | 50,5 | 50,5 |
| Крейсерская скорость, м/с | 216,67 | 246,4 |
| Масса топлива, кг | 88679 | 35000 |
| Двигатели, Н | 480000 | 472000 |
| Теоретический потолок, м | 12000 | 11500 |
| Длина разбега, м | 1700 | 771,96 |
| Длина пробега, м | 1000 | 671,15 |
| Дальность полета, км | 4000 | 1611,51 |