Заглавная страница Избранные статьи Случайная статья Познавательные статьи Новые добавления Обратная связь КАТЕГОРИИ: АрхеологияБиология Генетика География Информатика История Логика Маркетинг Математика Менеджмент Механика Педагогика Религия Социология Технологии Физика Философия Финансы Химия Экология ТОП 10 на сайте Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрацииТехника нижней прямой подачи мяча. Франко-прусская война (причины и последствия) Организация работы процедурного кабинета Смысловое и механическое запоминание, их место и роль в усвоении знаний Коммуникативные барьеры и пути их преодоления Обработка изделий медицинского назначения многократного применения Образцы текста публицистического стиля Четыре типа изменения баланса Задачи с ответами для Всероссийской олимпиады по праву Мы поможем в написании ваших работ! ЗНАЕТЕ ЛИ ВЫ?
Влияние общества на человека
Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрации Практические работы по географии для 6 класса Организация работы процедурного кабинета Изменения в неживой природе осенью Уборка процедурного кабинета Сольфеджио. Все правила по сольфеджио Балочные системы. Определение реакций опор и моментов защемления |
Установившейся горизонтальный полет
Условия: .и V=const, =0: из (*)= > . Кинематическое соотношение: dL/dt=V. В случае расчета дальности полета самолета систему необходимо дополнить уравнением изменения массы со временем: , где Суд – удельный расход топлива [кг/(ч*Н)], Р – тяга двигателя [H].
№8 КВАЗИУСТАНОВИВШЕЕСЯ ДВИЖЕНИЕ Всякое движение ЛА будет неустановившимся (т. к. масса меняется), но если кинематические параметры меняются медленно, то силами инерции можно пренебречь и считать в каждый момент времени полет установившимся. Такое движение называют квазиустановившимися (установившимся). Такое движение возможно только в горизонтальной плоскости, (так как если меняется высота, то меняются и параметры атмосферы, но если рассматривать небольшой промежуток времени, то можно считать H const и полет уставившимся). Установившееся движение не обязательно должно быть прямолинейным (можно рассматривать установившееся движение по одному или нескольким параметрам ЛА). АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ САМОЛЕТА Это расчет режимов установившегося полета ЛА. Его цель – определение основных кинематических параметров движения в зависимости от действующих на него внешних сил. Искомые кинематические параметры движения – летные характеристики (max скорость, потолок и т.д.). Внешние силы – сила тяжести, тяга двигателей, аэродинамические силы. Исходные данные: 1. Параметры воздуха в зависимости от высоты. 2. Аэродинамические характеристики самолета в зависимости от Ya и Xa от V или M, Н (плотности, температуры воздуха). Исходная информация обычно имеет вид поляр самолета. 3. Зависимости силы тяги двигательной установки от воздушной скорости и положения дроссельной заслонки – в виде высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя. В основе методов аэродинамического расчета самолета – сравнение значений потребных (необходимые для выполнения заданного режима) и располагаемых (доступных) значений этих параметров. Основные методы аэр-ого расчета: 1. Метод тяг (Жуковского) – сравнение потребной и располагаемой тяги (для ТРД). 2. Метод мощностей – сравнение потребной и располагаемой мощности ЛА (для ТВД). 3. Метод оборотов – сравнение потребные и располагаемые обороты винта (для ПД).
Исходные данные для расчета траекторий (аэродинамические характеристики самолета и характеристики двигателей)
А) Зависимость коэффициента подъёмной силы самолета от угла атаки. Б) Коэффициент лобового сопротивления самолета в общем случае можно представить в виде: Сx_a=Cx_пр+Сх_i+Cx_в+ΔСх_доп , Где Cx_пр – коэф. профильного сопротивления, возникающего вследствие сил трения и давления; Сх_i – коэф. индуктивного сопротивления (вихри), Cx_в – коэф. волнового сопротивления (вследствие появления скачков уплотнения при М>Mкр); Сх_доп – коэф. дополнительного сопротивления (от местных срывов потоков при α> αкр). На докритических углах атаки удобно пользоваться аналитическим выражением поляры в виде Сx_a=Cx_0+АС2у_а Где Cx_0≈ Cx_пр- коэф. сопротивления ЛА при нулевой подъёмной силе, АС2у_а – коэф. индуктивного сопротивления; А=1/πλэф – коэф. «отвала» поляры. λэф – эффективное удлинение крыла. Поляра самолета Зависимости параметров поляры от числа Маха Аэродин. хар-ки самолета Cx_0 – это с одной стороны функции геом-их параметров самолета, а с другой- функции чисел Маха и Рейнольдса (зависят от конфигурации и высоты полёта). В) Высотно-скоростная характеристика ТРД- это зависимость располагаемой тяги двигателя от высоты и скорости полёта при неизменном режиме работы двигателя, т.е. Pp=f(H,M). Для оценочных расчётов можно использовать следующие зависимости -для Н<11000 м P(M,H)= ξΔ0.85P0 -для Н>11000 м P(M,H)= 1.2ξΔP0 Здесь P(M,H) – зависимость тяги от числа Маха и высоты; Р0- тяга двигателей на нулевой высоте при нулевой скорости; Δ=ρн/ρ0 – относительная плотность воздуха на высоте Н. Коэф. ξ для ТРД в диапазоне М=1..3,5 задаётся в виде ξ=1-0,32М+0,4М2-0,01М3.
|
|||||
Последнее изменение этой страницы: 2017-01-19; просмотров: 431; Нарушение авторского права страницы; Мы поможем в написании вашей работы! infopedia.su Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Обратная связь - 18.226.222.89 (0.008 с.) |