Главная Обратная связь Поможем написать вашу работу!

Дисциплины:

Архитектура (936)
Биология (6393)
География (744)
История (25)
Компьютеры (1497)
Кулинария (2184)
Культура (3938)
Литература (5778)
Математика (5918)
Медицина (9278)
Механика (2776)
Образование (13883)
Политика (26404)
Правоведение (321)
Психология (56518)
Религия (1833)
Социология (23400)
Спорт (2350)
Строительство (17942)
Технология (5741)
Транспорт (14634)
Физика (1043)
Философия (440)
Финансы (17336)
Химия (4931)
Экология (6055)
Экономика (9200)
Электроника (7621)






Ограничения Vмакс полета и числа М



Максимальная скорость полета ограничена максимальной эксплуатационной скоростью Vмакс эксп. Значение Vмакс эксп указана в РЛЭ. По НЛГС Vмакс должно быть меньше расчетной предельно допуст. Vмакс доп поскольку Vмакс эксп может непреднамеренно повышатся по причине ошибок пилотирования, 2-я причина попадание в порывы ветра встречного. Превышение макс доп может привести к остаточной деформации и разрушению констр. ВС, потери устойчивости и управляемости и нарушения в рпаботе двигателя.

Ограничение макс доп задается в виде предельн значений по условию сохранения жесткости и прочности конструкции ВС при воздействии скоростного напора q=ρV² / 2 , нормальной перегрузки Ny=Y / G q доп=ρV²макс доп / 2=Vмакс доп√ 2qдоп/ρ0 - Vприб макс доп по скоростному напору.

Ограничение пред доп V по макс доп эксп Ny Vмакс доп (Ny доп) определяется из условий турбулентной атмосферы. В полете на малых высотах с большой V вертик порывы могут создать такую нормальную перегрузку при которой будут нарушены прочность и жесткость конструкции.

При попадании в восходящий поток приращение α Δα=W/V дает приращение нормальной перегрузки Δny =ΔY/G= Δcya ρV² S/2G=Cya Δα ρV² S/ 2G; Δny= Cy ρVWS/2G

Поскольку скорость ветра в порыве нарастает не мгновенно, то вводится уменьшающий коэфф. Kw<1

Δny=Kw * Cy ρVWS/2G В ГП Δny=Y/G=1 допустимая перегрузка по оси У соответственно будет Ny доп =1+ Δny с учетом этого Vмакс доп(Nyдоп)=2G(Nyдоп-1)/KwCya ρWS

 

Ограничение минимальной скорости полета.

Прямолинейному установившемуся гориз полету с-та могут соответствовать минимальная теорет Vтmin, критический угол атаки и максимальный Cyа макс. Однако такой режим полета опасен возможностью сваливания с-та из-за развития срыва возд потока на крыле и появлением неуправляемого движения (штопора). По этой причине вводится мин Vпрямолинейного установ полета: Vmin доп = √ 2G/Cya доп ρS



Cya доп – значение коэфф подъемн силы, соотв-ее значению α доп.

При полете на этой скорости должны обеспечиваться приемлемые уст-ть и упр-ть по тангажу, крену и рысканью. По НЛГС допустимый α , соотв-ий полету с Vmin доп должен быть по крайней мере на 3° меньше угла сваливания α св.

Сваливание- явление неконтролируемого движения с –та относительно любых из осей, которое не может быть парировано пилотом без уменьшения угла атаки.

Угол сваливания- миним. угол атаки, при котором происходит сваливание в расматриваемой конфигурации.

Скорость сваливания- миним. скорость с-та в рассматриваемой конфигурации при определенных значениях полетной массы, центровки и режима раб двиг-ей ПМГ. В полете должно обеспечиватся α доп= =αсв-3˚, Vmin доп >=1.3 Vсв.

Ограничение Нпол.

В области дозвуковых скоростей наибольшая Н пол ограничивается возможностью создания У, равной силе тяжести с-та, при условии выполнения ограничений Cy<=Cyдоп , V>=Vmin доп. При полетах на Н близких к практич потолку, диапазон скоростей гориз полета сужается, а скорости Vmin доп и Vмакс приближается к наивыгодн. (ТРД) или экономической (ТВД). Поэтому вводится ограничение Н пол Ндоп(W) по скорости порыва ветра W, способного вывести с-т на угол атаки, превыш. угол атаки доп.

Приращение угла атаки при входе с-та в вертик порыв означает то что чем меньше Vпол и чем больше Wпорыва, тем больше приращение угла атаки. Допуст угол атаки α доп <=αс-3˚



19) Ограничение скорости по числу М обусловлено возможностью ухудшения хар-ки устойчивости и упр-ти при М>Мкр. При увеличении числа М до критического и выше возникает волновой кризис, связанный с возникновением местных сверх звуковых зон над крылом, что приводит к перемещению центра давления назад: резко увеличивается степень статической устойчивости по углу атаки и резко ухудшается хар-ки продольной упр-ти. Это означает рост пикирующего момента тангажа, для парирования которого может не хватить запаса отклонения РВ. Все ограничения по скорости задаются для максимальной полетной массы. Они различны для различных конфигураций (взлетный, полетный, посадочный )с-та.

 

№20 Ограничение перегрузки

перегрузкой называется отношение суммы всех сил кроме силы веса действующих на самолет к весу самолета N=P+R/G

P – тяга двигателя, R – полная аэродинамическая сила

Nx=P-Xa/G

Ny= YG

Nz=ZG

Для существующих самолетов ограничения накладываются на величину Ny величины Nx и Nz малы.

Ограничения перегрузок по прочности конструкции. Nyэксп мах =Ny разр/f f=2.0 то есть коэффициент запаса прочности. Величниа Nyэксп мах назначается из условий принадлежности самолетов к тому или иному классу. Истребители Nyэксп мах = 5,8 , тяжелые бомбардировщики 2-3, транспортные=2. Ограничение по Nyэксп мах имеют значительное место на малых высотах при большой скорости полета. ограничение перегрузок по физиологическим особенностям членов экипажа.

Ограничение центровки.

Центровка-это расстояние от центра тяжести до носика САХ отнесенная к САХ и выраженная в процентах.

САХ- это хорда прямоугольного крыла аэродинамический равноценному данному крылу. Центровка считается по следующей формуле: ЦЕНТРОВКА=Xт/Ba*100%, где Xт-это расстояние от носка САХ до центра тяжести, Ва-это хорда крыла.



Центровка бывает предельно передней и предельно задней. Численные значения можно найти в РЛЭ каждого самолета.

Продольная устойчивость самолета в значительной мере определяется взаимным расположением 2-х характерных точек-центра тяжести и фокуса(Xf).Фокус самолета-это точка где идет приращение подьемной силы, образующаяся при изменении угла атаки.

При увеличении центровки(т.е. расстояние от носка САХ и самой центровки увеличивается) плечо приращенной подъемной силы уменьшается и стабилизирующий момен уменьшается тоже, т.е по мере увеличения центровки степень устойчивости(скорость возращения к исходному углу атаки) уменьшается и самолет становится не устойчивым. НЛГ(нормы летной годности) устанавливается для каждого самолета минимальный запас продольной устойчивости т.е.предельно задней положении центра тяжести. Таким образом предельно задняя центровка ограничивается запасом устойчивости в ГП.

При уменьшении центровки стаб. момент увеличивается и самолет становится все более усойчивым.На взлете и посадки беря штурвал на себя для создания нужного положения с-та пилот преодалевает этот момент. ЕСЛИ центровка будит слишком передней,то может не хватить расхода рулей для создания нужного взлетного или посадочного положения.

ЭДЦ(см рисунок)- эксплуатационный диапазон центровок

 


Просмотров 2162

Эта страница нарушает авторские права




allrefrs.ru - 2021 год. Все права принадлежат их авторам!