- •Расчет взлета и посадки самолета методические указания
- •1. Определение характеристик полного взлета.
- •1.1. Расчёт разбега самолёта
- •1.2. Учёт влияния различных факторов на разбег самолёта
- •1.3. Расчёт движения самолёта на воздушном участке
- •2. Определение характеристик полной посадки
- •2.1. Определение кинематических характеристик воздушного участка собственно посадки
- •2.1.1. Определение характеристик воздушного участка собственно посадки по первой типовой схеме
- •2.1.2. Определение характеристик воздушного участка посадки по второй типовой схеме
- •2.2. Определение дистанции пробега самолёта при посадке
- •2.3.Расчёт посадки с боковым ветром
- •394026 Воронеж, Московский просп., 14
2.2. Определение дистанции пробега самолёта при посадке
Пробег самолета по ВПП состоит из двух участков. На первом участке, начиная с момента касания ВПП основными опорами, самолет движется только на основных опорах. На втором участке, при достижении скорости опускания вспомогательных опор VВСП, самолет движется на всех опорах - основных и вспомогательных.
Дистанцию пробега на первом участке можно определить по выражению
а время пробега
Дистанцию пробега на втором участке можно определить по формуле
где
здесь fОСН , fВСП - коэффициенты трения основных и вспомогательных опор; x1 , x2 - расстояние от основных и вспомогательных опор, соответственно до центра тяжести самолета.
Интегралы (78) и (79) можно решать графически. Для исследования дистанции пробега можно воспользоваться формулой В.П.Ветчинкина
где VГ - скорость, с которой самолет мог бы лететь по горизонтали при угле атаки крыльев, равном стояночному углу в случае хвостовых вспомогательных опор и равен углу атаки при cy = cyMAX в случае носовых вспомогательных опор.
При реверсировании тяги двигателя дистанция пробега существенно измениться. В этом случае вместо (80) имеем
здесь РРЕВ - величина реверсирования тяги.
При действии ветра вдоль оси посадки дистанция пробега определяется как
где - дистанция пробега в штиль, W - скорость ветра.
Общая длина посадочной дистанции равна
LПОС = LВ ПОС + LПР .
2.3.Расчёт посадки с боковым ветром
Одним из способов посадки самолета при действии на него бокового ветра является посадка с креном. В этом случае самолету придают такое положение, чтобы плоскость его симметрии была параллельна осевой линии ВПП. Вектор скорости самолета относительно земли направлен также параллельно оси ВПП, а вектор скорости самолета относительно воздушных масс V направлен под некоторым углом к оси ВПП. Таким образом, самолет движется с углом скольжения, который можно определить как
где W - скорость бокового ветра.
Вследствие скольжения на самолет будет действовать боковая сила. Для её парирования необходимо самолет накренить на некоторый угол .
При таком способе посадки необходимо отклонить элероны и руль направления. Величину угла отклонения руля направления можно определить по формуле
Величина угла отклонения элеронов определяется зависимостью
Угол крена можно определить по выражению
Частные производные моментов в (82)-(84) определяются по следующим зависимостям:
где - - угол атаки в радианах, hФ - высота фюзеляжа в сечении, проходящем через центр тяжести самолета; - длина фюзеляжа; кВО - коэффициент торможения потока у вертикального оперения.
Производная m x КР можно определить по зависимости:
здесь - принимается =0 (в случае, когда при виде на крыло спереди концы имеют симметричную форму) и =-0,0001 ( в случае, если при виде на крыло спереди концы по своим нижним кромкам поднимаются кверху); - угол поперечного V ( в радианах); zст - расстояние от плоскости симметрии до центра тяжести площади полукрыла, отнесенное к полуразмаху, для трапециевидного крыла можно определять по формуле
Коэффициент к приближенно можно определить как
где , xф - координата центра тяжести самолета относительно носа фюзеляжа; ф = .
Производная коэффициента путевого момента интерференции крыла и фюзеляжа в среднем принимается
при этом большие по величине цифры относятся к низкопланам, а меньшие к высокопланам.
В первом приближении производную коэффициента путевого момента мотогондол можно принимать в пределах
Параметр АВО определяется зависимостью
где LВО - расстояние от центра тяжести самолета до оси вращения руля направления в сечении оперения, в котором хорда вертикального оперения равна его средней геометрической хорде.
Параметр аВО можно определить приближенно как
где - угол стреловидности вертикального оперения по передней кромке;
Коэффициент торможения потока у вертикального оперения можно принять кВО = 0,82 0,92.
Производную можно определить по зависимости
где nН - для докритических скоростей определяется зависимостью
здесь SН - площадь руля направления; SВ - площадь вертикального оперения; н - угол стреловидности руля направления по передней кромке.
Производная определяется по зависимости
где bКОРН - корневая хорда крыла; yВО - высота от оси OX1 самолета до середины высоты вертикального оперения.
Коэффициент кИНТ в первом приближении можно принять: для низкоплана кИНТ = 1,2; для среднеплана кИНТ = - 0,12; для высокоплана кИНТ = - 1,3.
Производную коэффициента поперечного момента гондол двигателей можно принять
Производную определяется зависимостью
Производная поперечного момента от элеронов по углу отклонения элеронов определяется как
где кЭ - поправочный коэффициент определяемый как кЭ 0,6 + 0,066 ( - 1 ) ; nЭ - коэффициент эффективности элеронов, для докритических скоростей полета можно определить по зависимости
здесь bЭ - средняя геометрическая хорда элерона; Э - угол стреловидности по передней кромке элерона; SОБ Э и Э - определяются согласно рис.6.
Рис. 6. Схема горизонтального оперения
Производная коэффициента боковой силы определяется зависимостью
где SБОК Ф - боковая поверхность фюзеляжа, приближенно определяемая как SБОК Ф 0,8 .
Производную в первом приближении можно принять - аВО nВО.
Расчет проводится в следующей последовательности. Зная скорость бокового ветра W по (81) определяют угол скольжения. Затем по формулам (82) - (42) рассчитывают значения Н , Э , . Полученные значения Н , Э , сравниваются с их предельными допустимыми значениями, известными для каждого самолета из описания, после чего делается вывод о возможности посадки с заданным значением бокового ветра. Если найденные значения Н, Э , превышают допустимые, то можно попытаться внести коррективы в расчет, например изменить угол атаки ( сY ), скорость полета и.т.д. Вновь определить Н, Э, и сделать соответствующий вывод. Можно задаваться одним из параметров Н, Э или и из соответствующих зависимостей определить , а далее определить другие характеристики и сделать вывод.
Другим частным случаем движения самолета с креном и скольжением является полет с отказавшим двигателем на одной стороне крыла. В этом случае возникает разворачивающий момент
(85)
где zТ - расстояние от оси симметрии отказавшего двигателя до оси симметрии самолета; - размах крыла.
Для парирования возникшего разворачивающего момента необходимо отклонить руль направления на угол
и отклонить элероны на угол
Угол крена в этом случае определяется по формуле
(88)
В уравнениях (84) - (86) четыре неизвестных , Н, Э и . Задаваясь любым неизвестным, находят другие и делают соответствующий вывод. Из уравнений (84) - (86) следует, что можно применять различные способы пилотирования, полет со скольжением в сторону отказавшего двигателя, полет со скольжением в сторону работающего двигателя, или полет с = 0.
РАСЧЁТ ВЗЛЁТА И ПОСАДКИ САМОЛЁТОВ
МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ
к выполнению курсовой и дипломной работ
по дисциплинам «Аэродинамика и динамика полёта»,
«Проектирование самолётов»
для студентов специальности160100.65 «Самолето-
и вертолетостроение» очной и очно-заочной форм обучения
Составители: Кириакиди Сергей Константинович
Сатин Валерий Александрович
В авторской редакции
Подписано к изданию 15.12.2012.
Уч.-изд. л. 2,1. «С»
ФГБОУ ВПО «Воронежский государственный технический университет»