- •Содержание
- •Введение.
- •Исходные данные.
- •1.Определение допустимого диапазона центровок
- •Предельно-передняя центровка
- •Расчетный случай «Посадка»
- •1.1.2.Расчетный случай «Отрыв носового колеса на взлете»
- •1.2. Предельно-задняя центровка
- •1.3. Оценка статических и динамических характеристик продольной устойчивости и управляемости
- •1.4.1.Оценка характеристик продольной статической устойчивости
- •1.4.2.Оценка характеристик продольной статической управляемости.
- •1.4.3.Оценка динамических характеристик продольной устойчивости и управляемости.
- •1.5. Определение и оценка параметров полуавтоматической системы управления в продольном движении
- •1.5.1.Выбор параметров автомата продольного управления
- •1.5.2.Выбор параметров автомата регулирования управления
- •Заключение.
- •Список использованных источников:
1.Определение допустимого диапазона центровок
Допустимый диапазон центровок находится между значениями предельных центровок - передней и задней: . Предельно-передняя центровка определяется из условий балансировки, а предельно-задняя - из условий устойчивости. Требования к диапазону центровок зависят от назначения (класса) самолета и задаются в нормативных документах. При выполнении курсовой работы величину требуемого эксплуатационного диапазона центровок можно принять равной 0,1…0,15 для неманевренного самолета и 0,07…0,09 для маневренного.
Предельно-передняя центровка
Значение предельно-передней центровки выбирается как наибольшее из нескольких расчетных случаев:
посадка,
отрыв носового колеса при взлете,
маневр с максимально допустимой нормальной перегрузкой на дозвуковом режиме полета (для маневренных самолетов),
то есть .
Рассмотрим каждый расчетный случай подробно.
Расчетный случай «Посадка»
Конфигурация самолета – посадочная.
Определить предельно-переднюю центровку можно из уравнения балансировки самолета при допустимом отклонении руля высоты ( ):
(1)
Уравнение балансировки составляется с учетом того, что при посадке тягой двигателя можно пренебречь, а момент реакции опоры равен нулю (до касания ВПП), так что .
Из уравнения (1) выражаем :
.
Поскольку при посадке ny=1.2, то =0,0023
Тогда окончательно
0,45-0,072=0,378,
= (-0,005+(-13,2)*0,0023+(-0,5275)*(-0,227)+(-0,1))=0,052
1.1.2.Расчетный случай «Отрыв носового колеса на взлете»
Конфигурация самолета – взлетная.
Уравнение балансировки с учетом моментов от двигателя и шасси имеет вид:
Здесь
;
;
,
α – угол атаки самолета при отрыве носового колеса.
После некоторых преобразований, аналогичных преобразованиям п.1.1.1, окончательная расчетная формула:
=0,45*1,17-0,1365=0,382
где
рассчитывается для высоты и скорости полета, соответствующих взлетному режиму.
Окончательно выбирается предельно-передняя центровка из условия: =0,382
Такой выбор обусловлен тем, что слишком передняя центровка и, следовательно, большая степень продольной статической устойчивости по перегрузке ухудшают динамику самолета, его управляемость и маневренность. Таким образом, оптимальным представляется выбор наибольшей из трех предельно-передних центровок.
1.2. Предельно-задняя центровка
Предельно-задняя центровка определяется из условия обеспечения минимального запаса статической устойчивости σn min для данного класса самолетов на дозвуковой скорости (М=0,62) и большой высоте (Н=7000).
Расчетная формула:
,
где - относительная плотность самолета в продольном движении,
– плотность воздуха на расчетной высоте,
m=mрасч - расчетная масса самолета,
S,ba – площадь крыла и САХ самолета;
= =-0,0188 - минимальная степень продольной статической устойчивости самолета.
Эксплуатационный диапазон центровок равен ( ).
Далее требуется сделать вывод о соответствии эксплуатационного диапазона центровок требованиям, предъявляемым к самолетам данного класса.
Средняя центровка для дальнейших расчетов:
=0,5*(0,42+0,382)=0,401
1.3. Оценка статических и динамических характеристик продольной устойчивости и управляемости
Характеристики оцениваются в диапазоне чисел М (М=Мmin,…,Мmах) горизонтального полета на расчетных высотах Н1=500 м; Н2=4000 м; Н3=7000 м .
Минимальное и максимальное значение чисел Маха на каждой высоте выбирается с помощью диапазона высот и скоростей горизонтального полета для данного самолета. Количество расчетных точек по М на каждой высоте – 5…7 (как правило, ΔМ при этом составляет 0,1…0,2).
Конфигурация ЛА – полетная.
Исходные данные, необходимые для расчета, должны быть представлены в виде таблицы 2.
Таблица 2. Расчетные данные.
№ п/п |
ПАРАМЕТР |
Обозначение |
Значение |
Ед. измерения(СИ) |
1. |
Расчетная масса |
m |
37263 |
кг |
2. |
Площадь крыла |
Sкр |
117,44 |
м2 |
3. |
Плечо ГО |
Lго |
12,85 |
м |
4. |
Момент инерции самолета |
Jz |
416340 |
кг* м2 |
5. |
Относительная координата фокуса |
|
0,45 |
- |
6. |
Заданная степень статической устойчивости |
σn min |
-0,0188 |
- |
7. |
Диапазон отклонения руля высоты |
Δδв |
30 |
град |
8. |
Диапазон отклонения РУС по тангажу |
ΔXв |
300 |
мм |
9. |
Коэффициент передачи штурвала |
Кш |
0,0017 |
мм-1 |
10. |
Коэффициент жесткости штурвала |
Кж |
3 |
н/мм |
11. |
Заданное значение опорной частоты недемпфированных колебаний |
ω0 зад |
2,5 |
с-1 |
12. |
Заданное значение относительного коэффициента демпфирования |
ξ0 зад |
0,6 |
с |