Курсовой проект по динамике полёта самолёта ил-76. ПРОЕКТ 2 ИЛ-76. Расчёт лётных характеристик продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолёта Ил76
 Скачать 1.9 Mb.
|
|
Так как балансировочные усилия велики (  ), то необходимо применить бустерное управление.При необратимой системе и линейной характеристике загрузочного механизма усилие на рычаге управления находиться с помощью известного соотношения (87)  где  – характеристика жесткости загрузочного механизма, ориентировочные значения  принимаем  Таблица 15 – Характеристики балансировочных кривых
 Рисунок 15 – Балансировочная кривая по отклонениям органов управления  Рисунок 16 – Балансировочная кривая по усилиям на рычагах ЗАКЛЮЧЕНИЕ В работе был произведён расчёт лётных характеристик и характеристик продольной устойчивости и управляемости самолёта. Рассчитан диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета по диаграммам потребных и располагаемых тяг. Устойчивостью называется свойство самолета восстанавливать без участия летчика кинематические параметры невозмущённого движения и возвращаться к исходному режиму после прекращения действия на самолет возмущений. Под управляемостью принято понимать способность самолёта отвечать соответствующими линейными и угловыми перемещениями в пространстве на отклонение рычагов управления. Для оценки скороподъемности самолета в установившемся режиме набора высоты построены кривые  располагаемых вертикальных скоростей на заданных высотах. Рассчитаны: - максимальные вертикальные скорости и время набора на каждую выбранную высоту; - взлетно-посадочные характеристики; - затраты топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения; - дальность и продолжительность полета на заданной скорости  и высоте  - геометрические и аэродинамические характеристики самолета; - аэродинамический фокус самолета; - моменты тангажа. Построена балансировочная кривая по отклонениям органов управления и балансировочная кривая по усилиям на рычагах управления. На самолете установлено бустерное управление, так как без него возникают усилия больше 350 Н. Ниже рассмотрим сравнение расчётных данных с самолётом прототипом (таблица 16). Таблица 16 – Сравнение расчётных данных с самолётом прототипом
Из сравнительной таблицы следует, что характеристики (исключение - крейсерская скорость и геометрические характеристики) самолёта – прототипа меньше реального самолёта. Причины низких летных характеристик приведены в таблице 17 Таблица 17 – Причины низких характеристик самолёта – прототипа
Для улучшения продольной статической и динамической устойчивости на больших углах атаки необходимо вводить ограничение предела задней центровки. Также на верхней поверхности крыла необходимо устанавливать перегородки, которые препятствуют перетеканию пограничного слоя, затягивают развитие концевого срыва потока на большие углы атаки, а значит, и противодействует смещению центра давления и фокуса крыла вперёд. Стоит также отметить, что стреловидное крыло значительно увеличивает устойчивость самолёта по сравнению с прямым крылом. Если у самолёта с прямым крылом для улучшения поперечной устойчивости необходимо придавать крылу ψ, то прямая стреловидность даёт такую большую поперечную устойчивость, что для её уменьшения требуется придавать ему отрицательное значение ψ, равное -3  (Для Ил-76).СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ Самолёт Ильюшин Ил-76 [Электронный ресурс] // https://avia.pro/: URL; Самолёт Ил-76. Инструкция по технической эксплуатации. Часть 2, главы 23, 24 [Электронный ресурс]; Самолёт Ил-76. Инструкция по технической эксплуатации. Часть 2, главы 25, 26 [Электронный ресурс]; Самолёт Ил-76. Инструкция по технической эксплуатации. Часть 2, глава 21 [Электронный ресурс]; Балакин, В. Л. Расчет летных характеристик, продольной устойчивости и управляемости дозвукового самолета [Электронный ресурс]: учеб. пособие; Самара; Верещиков Д.В., Салтыков С.И. Самолёт Ил-76. Аэродинамика и динамика полёта [Электронный ресурс]: учеб. пособие; СТО 02068410 – 2018 Общие требования к учебным текстовым документам. | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
, Н