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 С_уд – 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 Y_a и X_a 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:

С_{x_a}=C_{x_пр}+С_{х_i}+C_{x_в}+ΔС_{х_доп} ,

Где C_{x_пр} – коэф. профильного сопротивления, возникающего вследствие сил трения и давления; С_{х_i} – коэф. индуктивного сопротивления (вихри), C_{x_в} – коэф. волнового сопротивления (вследствие появления скачков уплотнения при М>Mкр); С_{х_доп} – коэф. дополнительного сопротивления (от местных срывов потоков при α> α_кр).

На докритических углах атаки удобно пользоваться аналитическим выражением поляры в виде

С_{x_a}=C_{x_0}+АС²_{у_а}

Где C_{x_0≈} C_{x_пр-} коэф. сопротивления ЛА при нулевой подъёмной силе, АС²_{у_а} – коэф. индуктивного сопротивления; А=1/πλ_эф – коэф. «отвала» поляры. λ_эф – эффективное удлинение крыла.

Поляра самолета

Зависимости параметров поляры от числа Маха

Аэродин. хар-ки самолета

C_{x_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. P_p=f(H,M).

Для оценочных расчётов можно использовать следующие зависимости

-для Н<11000 м P(M,H)= ξΔ^0.85P₀

-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=ρ_н/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.