Контрольная работа: Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Таблица 5 – Минимальная скорость полета

Н,м	0	2000	4000	6000	8000	11000
Мmin	0,31	0,35	0,4	0,45	0,52	0,65
Vmin	104,9	115,7	128,3	142,9	160,1	192,2

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета V _нв (М_нв )

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при К_max ~ Р_{n min} = m·g/К_max . В свою очередь К_max реализуется при полете с с_у = с_{у нВ} Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

Таблица 6 – Наивыгоднейшая скорость полета

Н,м	0	2000	4000	6000	8000	11000
Мнв	0,39	0,41	0,45	0,53	0,60	0,69
Vнв	132,9	136,3	146,1	167,7	184,8	203,6

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета V_кр (М_кр )

Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Р_n . Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта V_кр .

Таблица 7 – Крейсерская скорость полета

Н,м	0	2000	4000	6000	8000	11000
Мкр	0,62	0,65	0,67	0,71	0,74	0,82

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета V_max (М_max )

Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А).

Таблица 8 – Максимальная скорость полета

Н,м	0	2000	4000	6000	8000	11000
Мmax	0,71	0,75	0,76	0,76	0,76	0,75
Vmax	252,6	249,4	246,7	240,5	234,2	221,3

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость V_у связана со скоростью по траектории V соотношением:

V_у = (Р – Р_n ) V/mg = ΔPV/mg, (1.14)

Для каждой из высот полета построим графики зависимостей V_у от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 < Н < 11000_пр строим график зависимости 1/ V_{у max} = f(H).

Площадь, ограниченная кривой 1/ V_{у max} , прямыми Н = 0, Н = Н_пр и осью Н, определяем время набора высоты Н_пр. Аналогично можно рассчитать и время снижения самолета, например, с крейсерской высоты полета.

Таблица 9 – Барограмма подъема

Н,м	0	2000	4000	6000	8000	11000
Vу max (м/с)	3,65	3,20	2,80	1,83	1,20	0,70
1/ Vу max	0,27	0,31	0,36	0,55	0,83	1,43
Δt (мин)	0,0	9,0	11,2	15,2	23,0	37,7
tнаб (мин)	0,0	9,0	20,2	35,4	58,4	96,1

Барограмма подъема приведена в приложении В.

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим полета и возвращаться к нему после прекращения действия внешних возмущений. Самолет статически устойчив, если при малом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и моменты, направленные на восстановление исходного режима полета. Динамическая устойчивость характеризуется затуханием переходных процессов возмущенного движения.

Управляемостью самолета называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия летчика любой предусмотренный в процессе полета маневр при допустимых условиях. Балансировочными режимами называются режимы, при которых действующие на самолет силы и моменты уравновешены. Для достижения удовлетворительных показателей динамической устойчивости и управляемости требуется в первую очередь обеспечение статической устойчивости самолета.

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

САХ крыла является характерным отрезком хорды профиля крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и аэродинамического фокуса самолета. Величина САХ трапециевидного крыла определяется по формуле

(2.1)

м

Координаты носка САХ относительно носка центральной хорды вычисляется так

(2.2)

(2.3)

м

м

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента m_z не зависит от угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки. Измеряется положение фокуса относительно САХ.

Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

При малых значениях угла атаки (коэффициента с_у ) коэффициент m_z линейно зависит от угла атаки α и с_у

(2.4)