Курсовой проект по динамике полёта самолёта ил-76. ПРОЕКТ 2 ИЛ-76. Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76
![]()
|
2.2 Расчёт аэродинамического фокуса самолёта Аэродинамический фокус по углу атаки самолёта (формула 51) складывается из фокуса самолета без горизонтального оперения и смещения фокуса от горизонтального оперения: ![]() где ![]() Координата фокуса ![]() ![]() Смещение фокуса от влияния фюзеляжа определяется следующими выражениями. Влияние носовой части фюзеляжа оценивается с помощью выражения (53) ![]() где ![]() ![]() ![]() Необходимые поправки учитываются формулами 54-56: ![]() ![]() ![]() где ![]() Тогда по формулам 54-56: ![]() ![]() ![]() Влияние смещения центра давления консоли крыла в присутствии фюзеляжа по сравнению с изолированным крылом оценивается выражением (57) ![]() где ![]() ![]() ![]() Тогда по формуле (57) ![]() Смещение фокуса от влияния гондол двигателей, расположенных на крыле. Смещение фокуса от гондол двигателей находиться по формуле (58) ![]() где ![]() ∆x/b - местное смещение фокуса на участках крыла, на которых расположены гондолы, выраженное в долях хорды крыла; ![]() Значения размеров ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() где Сгд = 1,800 м – ширина гондолы двигателя, м; b = 1,812 м; ![]() ![]() где λгд = 9,01 – удлинение гондолы двигателя ![]() ![]() Смещение фокуса от горизонтального оперения находится по формуле (62) ![]() Коэффициент торможения потока в области горизонтального оперения может быть определён с помощью выражения (63) ![]() где ![]() ![]() ![]() Относительная величина статического момента площади горизонтального оперения: ![]() Производная угла скоса потока от крыла в области горизонтального оперения по углу атаки ![]() ![]() где ![]() Поправки на форму крыла в плане: ![]() ![]() Поправки на взаимное расположение крыла и оперения: ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Результаты расчёта занесём в таблицу 12 Таблица 12 – Аэродинамический фокус самолёта
2.3 Расчёт момента тангажа ![]() Балансировка самолета по моментам тангажа на различных режимах полета осуществляется отклонением органов управления. Сначала определяется момент тангажа, подлежащий балансировке. Коэффициент этого момента обозначается через ![]() При неотклонённом руле высоты коэффициент момента тангажа самолёта определяется по формуле (64) ![]() Определим производную коэффициента момента тангажа по углу установки стабилизатора ![]() ![]() Коэффициент эффективности руля высоты определяется выражением (66) ![]() Коэффициент ![]() ![]() ![]() Результаты расчётов занесём в таблицу 13. Коэффициент аэродинамического момента тангажа (при ![]() ![]() ![]() ![]() Коэффициент момента тангажа самолёта без горизонтального оперения при ![]() ![]() где ![]() ![]() ![]() где ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Коэффициент момента тангажа горизонтального оперения (при ![]() ![]() ![]() где ![]() Принимаем для Т-образного оперения ![]() ![]() Результаты расчётов занесём в таблицу 13. Допустимый диапазон центровок ограничен предельной передней и предельной задней центровками и представляет собой промежуток в виде соотношения (72) ![]() Предельная задняя центровка самолета определяется из требования минимального запаса центровки (73) ![]() Построим зависимость ![]() ![]() где ![]() ![]() ![]() Задавая ![]() ![]() Получим выражение (75) ![]() Результаты расчётов ![]() Предельную переднюю центровку определим из условия достаточности органов управления для балансировки самолета на режиме посадки ( ![]() Выбор ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Предельная передняя центровка определяется из условия балансировки самолета при посадке выражением (77) ![]() Угол атаки ![]() ![]() |