Курсовой проект по динамике полёта самолёта ил-76. ПРОЕКТ 2 ИЛ-76. Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76

• Название: Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76
• Анкор: Курсовой проект по динамике полёта самолёта ил-76
• Дата: 22.04.2023
• Размер: 1.9 Mb.
• Имя файла: ПРОЕКТ 2 ИЛ-76.docx
• Тип: Пояснительная записка; #1081673
• страница: 5 из 7

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 эквивалентного прямоугольного крыла берётся из таблицы 9. Поправка на влияние стреловидности крыла учитывается в формуле (52)



Смещение фокуса от влияния фюзеляжа определяется следующими выражениями.

Влияние носовой части фюзеляжа оценивается с помощью выражения (53)



где – длина фюзеляжа;

– ширина фюзеляжа;

– площадь прямоугольника, описанного около контура фюзеляжа в плане;

Необходимые поправки учитываются формулами 54-56:







где – расстояние от носка фюзеляжа до точки, расположенной на 1/4 САХ крыла.

Тогда по формулам 54-56:







Влияние смещения центра давления консоли крыла в присутствии фюзеляжа по сравнению с изолированным крылом оценивается выражением (57)



где берётся по рисунку 2.2 из [2]; , тогда .

Тогда по формуле (57)



Смещение фокуса от влияния гондол двигателей, расположенных на крыле.

Смещение фокуса от гондол двигателей находиться по формуле (58)

(58)

где – число гондол двигателей;

∆x/b - местное смещение фокуса на участках крыла, на которых расположены гондолы, выраженное в долях хорды крыла;

(59)

Значения размеров и определены на рисунке 9 и равны: =4,387 м, b=1,812 м.



(60)

где Сгд = 1,800 м – ширина гондолы двигателя, м;

b = 1,812 м;



(61)

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 – площадь подфюзеляжной части горизонтального оперения. Так как схема оперения Т-образная, то , тогда .

Относительная величина статического момента площади горизонтального оперения:



Производная угла скоса потока от крыла в области горизонтального оперения по углу атаки для крыльев обычных удлинений:



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

М	0,37	0,49	0,60	0,70	0,80
V=Ma	114	151	185	216	246
	0,220	0,222	0,225	0,225	0,228
	0,0663	0,0663	0,0663	0,0663	0,0663
	-0,0743	-0,0705	-0,0671	-0,0631	-0,0592
	0,0495	0,0495	0,0495	0,0495	0,0495
	-0,0225	-0,0225	-0,0225	-0,0225	-0,0225
	0,2389	0,2448	0,2512	0,2552	0,2621
	0,3393	0,3229	0,3132	0,3049	0,3225
	0,5782	0,5676	0,5644	0,5601	0,5845

2.3 Расчёт момента тангажа и диапазона допустимых центровок

Балансировка самолета по моментам тангажа на различных режимах полета осуществляется отклонением органов управления. Сначала определяется момент тангажа, подлежащий балансировке. Коэффициент этого момента обозначается через . Обозначение (0) соответствует нейтральному положению органов управления.

При неотклонённом руле высоты коэффициент момента тангажа самолёта определяется по формуле (64)



Определим производную коэффициента момента тангажа по углу установки стабилизатора с помощью выражения (65)



Коэффициент эффективности руля высоты определяется выражением (66)



Коэффициент находится по формуле (67)





Результаты расчётов занесём в таблицу 13.

Коэффициент аэродинамического момента тангажа (при , , ) определяется формулой (68)



Коэффициент момента тангажа самолёта без горизонтального оперения при приближённо можно учесть формулой (69)



где – коэффициент, который берётся из характеристик профиля крыла;

– приращение от влияния фюзеляжа, определяемое по формуле (70)



где – угол атаки при нулевой подъёмной силе крыла;

– угол установки крыла (между центральной хордой крыла и продольной осью самолёта). Принимаем , тогда:





Коэффициент момента тангажа горизонтального оперения (при , ) может быть определён с помощь соотношения (71)



где – начальный угол скоса потомка от фюзеляжа и других несущих частей самолёта.

Принимаем для Т-образного оперения , тогда:



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 по результатам расчетов таблицы 11. Определим предельную заднюю центровку самолета по формуле (74)



где – величина минимального запаса центровки, принимаемая . Тогда:



Задавая ориентировочно:



Получим выражение (75)



Результаты расчётов заносятся в таблицу 11.

Предельную переднюю центровку определим из условия достаточности органов управления для балансировки самолета на режиме посадки ( ) с выпущенными механизацией и шасси.

Выбор производится из условия равенства нулю коэффициента момента тангажа самолета ( = 0) при = 0 по выражению (76)





Предельная передняя центровка определяется из условия балансировки самолета при посадке выражением (77)



Угол атаки и определены ранее при расчете посадочной дистанции. Коэффициент момента тангажа самолёта без горизонтального оперения с учётом отклонения механизации крыла учитывается в формулах 78-80: