เอกสารที่คล้ายกัน

ลักษณะทางเรขาคณิตและอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน ลักษณะการบินเครื่องบินในระยะต่างๆ ของการบิน คุณสมบัติของเสถียรภาพและการควบคุมของเครื่องบิน ความแข็งแกร่งของเครื่องบิน คุณสมบัติของการบินในอากาศที่มีลมแรงและสภาวะน้ำแข็ง

หนังสือเพิ่มเมื่อ 25/02/2010


แผนผังปีก ลำตัว หาง อุปกรณ์ลงจอด และเครื่องยนต์ของเครื่องบิน น้ำหนักปีกที่เฉพาะเจาะจง การคำนวณอัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักเริ่มต้น น้ำหนักที่นำขึ้น และค่าสัมประสิทธิ์ผลตอบแทนของน้ำหนักบรรทุก การกำหนดพารามิเตอร์ทางเรขาคณิตพื้นฐานของเครื่องบิน

งานหลักสูตร เพิ่มเมื่อ 20/09/2012


ข้อกำหนดสำหรับลำตัวเครื่องบิน แอสเซมบลีสำหรับติดแต่ละยูนิตเข้ากับมัน การออกแบบองค์ประกอบลำตัวแบบเฟรม คุณสมบัติการออกแบบของห้องโดยสารที่มีแรงดัน ตัดแผ่นเปลือก โครงธรรมดา และโครงเสริม

งานหลักสูตรเพิ่มเมื่อ 20/03/2013


การคำนวณและการสร้างขั้วเปรี้ยงปร้าง เครื่องบินโดยสาร- การหาค่าสัมประสิทธิ์การลากต่ำสุดและสูงสุดของปีกและลำตัว สรุปการลากเครื่องบินที่เป็นอันตราย การสร้างขั้วและเส้นโค้งค่าสัมประสิทธิ์การยก

งานหลักสูตรเพิ่มเมื่อ 03/01/2558


คำอธิบายทางเทคนิคเครื่องบิน. ระบบควบคุมอากาศยาน ระบบดับเพลิงและเชื้อเพลิง ระบบปรับอากาศ เหตุผลของพารามิเตอร์การออกแบบ เค้าโครงตามหลักอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน การคำนวณลักษณะทางเรขาคณิตของปีก

งานหลักสูตรเพิ่มเมื่อ 26/05/2555


เกี่ยวกับยุทธวิธี ข้อกำหนดทางเทคนิคเครื่องบินตู-134เอ การบินขึ้นและลงจอดของขั้วโลก การสร้างไดอะแกรมของแท่งที่จำเป็นและที่มีอยู่ การคำนวณอัตราการไต่และ ความเร็วสูงสุดเที่ยวบินแนวนอน ลักษณะคันเร่งของเครื่องยนต์อากาศยาน

งานหลักสูตร เพิ่มเมื่อ 12/10/2013


ลักษณะของ MiG-35 ประวัติความเป็นมาของการสร้างและคุณภาพการบิน โรงไฟฟ้า RD-33MK "Sea Wasp" คุณสมบัติของการคำนวณประสิทธิภาพการบินของเครื่องบินด้วยเครื่องยนต์เทอร์โบแฟน การคำนวณทางอุณหพลศาสตร์ ข้อแนะนำในการปรับปรุงประสิทธิภาพของเครื่องยนต์

ทดสอบเพิ่มเมื่อ 05/06/2014


การคำนวณลักษณะทางเรขาคณิตของลำตัวเครื่องบิน หางแนวนอน การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์การลากขั้นต่ำของเสา ลักษณะการขึ้นและลงของเครื่องบิน การวางแผนการพึ่งพาคุณภาพอากาศพลศาสตร์กับมุมการโจมตี

งานหลักสูตร เพิ่มเมื่อ 29/10/2012


การจำแนกประเภทของเครื่องบินแอร์บัส A321 โครงสร้างลำตัว เปรียบเทียบกับ A320 และคุณลักษณะทางเทคนิค คุณสมบัติรับน้ำหนักของปีก การดัดแปลงเครื่องบิน ระบบควบคุมการบินด้วยสาย ลักษณะการขึ้นลงและลงจอดตลอดจนระยะการบิน

บทคัดย่อเพิ่มเมื่อ 16/09/2556


การออกแบบทางสถิติของรูปลักษณ์เครื่องบิน การคำนวณขั้วโลกและคุณภาพอากาศพลศาสตร์ในการกำหนดค่าการบินขึ้น การลงจอด และการล่องเรือ การออกแบบปีกสปาร์ กระบวนการทางเทคโนโลยีของการปั๊มแผ่น การกำหนดราคาเครื่องบิน

ตัวเลือกที่ 1

มินสค์, 2014

การแนะนำ. 3

หมวดที่ 1 การคำนวณลักษณะสมรรถนะของเครื่องบิน 7

หมวดที่ 2 การคำนวณคุณลักษณะของเครื่องบินเมื่อทำการบินแนวนอน 12

รายชื่อแหล่งที่มาที่ใช้ 16

การแนะนำ

พลศาสตร์ของแก๊ส (หรือพลศาสตร์ของแก๊ส) เป็นสาขาหนึ่งของกลศาสตร์ที่ศึกษากฎการเคลื่อนที่ของตัวกลางที่เป็นก๊าซและปฏิสัมพันธ์ของมันกับสิ่งเหล่านั้นที่เคลื่อนที่อยู่ในนั้น ของแข็ง- มักพบภายใต้ชื่ออากาศพลศาสตร์ (จากภาษากรีกโบราณ ἀηρ - อากาศ และ δύναμις - แรง) แต่ไม่เพียงรวมถึงอากาศพลศาสตร์เท่านั้น แต่ยังรวมไปถึงพลศาสตร์ของก๊าซด้วย หลังเกิดขึ้นในอดีตในฐานะการพัฒนาเพิ่มเติมและลักษณะทั่วไปของอากาศพลศาสตร์และนั่นคือสาเหตุที่พวกเขามักพูดถึงวิทยาศาสตร์เดียว - อากาศพลศาสตร์ ในส่วนหนึ่งของฟิสิกส์ อากาศพลศาสตร์มีความสัมพันธ์อย่างใกล้ชิดกับอุณหพลศาสตร์และเสียง

อากาศพลศาสตร์เป็นส่วนหนึ่งของวิชากลศาสตร์อุทกศาสตร์ที่ศึกษากฎการเคลื่อนที่ของอากาศและแรงที่เกิดขึ้นบนพื้นผิวของร่างกายสัมพันธ์กับการเคลื่อนที่ของอากาศ อากาศพลศาสตร์พิจารณาการเคลื่อนที่ด้วยความเร็วต่ำกว่าเสียง นั่นคือ ภายใต้สภาวะปกติสูงถึง 340 ม./วินาที (1,200 กม./ชม.)

ปัญหาประยุกต์ของอากาศพลศาสตร์:

การกระจายแรงกดบนพื้นผิวของร่างกาย

การหาแรงและโมเมนต์ที่กระทำต่อวัตถุที่คล่องตัวด้วยแก๊ส

การกระจายความเร็วในการไหลของอากาศที่ไหลรอบตัว

การคำนวณการระบายอากาศ

การคำนวณการขนส่งด้วยลม

ส่วนพิเศษของอากาศพลศาสตร์ - อากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน - เกี่ยวข้องกับการพัฒนาวิธีการคำนวณตามหลักอากาศพลศาสตร์และการกำหนดแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์และช่วงเวลาที่กระทำต่อเครื่องบินโดยรวมและบนชิ้นส่วน - ปีก, ลำตัว, หาง ฯลฯ อากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินรวมถึง: การคำนวณ เสถียรภาพ ความสมดุลของเครื่องบิน ทฤษฎีใบพัด ทฤษฎีปีก ปัญหาที่เกี่ยวข้องกับการเปลี่ยนแปลงโหมดการเคลื่อนที่ของเครื่องบินที่ไม่นิ่งจะกล่าวถึงในหัวข้อพิเศษ - พลวัตการบิน

ลักษณะทางอากาศพลศาสตร์ของร่างกาย ได้แก่ แรงยกและแรงลาก และการกระจายตัวเหนือพื้นผิว ตลอดจนความร้อนที่ไหลลงสู่พื้นผิวของร่างกายที่เกิดจากการเคลื่อนที่ในอากาศ อากาศพลศาสตร์เกี่ยวข้องกับร่างกาย เช่น เครื่องบิน จรวด ยานพาหนะการบินและอวกาศ และรถยนต์ อากาศพลศาสตร์ในบรรยากาศศึกษาการแพร่กระจายของอนุภาค (เช่น ควัน หมอกควัน ฝุ่น) ในบรรยากาศและแรงทางอากาศพลศาสตร์ที่กระทำต่ออาคารและโครงสร้างอื่นๆ ปัญหาที่เกี่ยวข้องกับการเคลื่อนที่ของเครื่องบินจะกล่าวถึงด้านล่าง แต่หลักการเดียวกันนี้สามารถนำไปใช้กับคำอธิบายของปรากฏการณ์อื่นๆ ที่ศึกษาในกลศาสตร์ของไหลทั่วไปได้ โดยสรุปกฎทางกายภาพที่ควบคุมการเคลื่อนที่ของอากาศและแนวคิดที่จำเป็นในการทำความเข้าใจกลไกการยกและลากที่ความเร็วการบินต่างๆ รวมถึงการไหลของคลื่นกระแทก ที่ระดับความสูงที่สูงมาก (มากกว่า 60 กม.) เนื่องจากความหนาแน่นของอากาศต่ำมาก รูปแบบการไหลรอบตัวจึงเกิดการเปลี่ยนแปลงบางอย่าง

อากาศพลศาสตร์กลายเป็นวิทยาศาสตร์อิสระในศตวรรษที่ 20 เกี่ยวข้องกับการพัฒนาการบิน วิศวกรรมกังหัน และอุตุนิยมวิทยาเป็นพื้นฐานทางทฤษฎี ภารกิจหลักของอากาศพลศาสตร์คือการกำหนดแรงที่กระทำต่อวัตถุที่เคลื่อนที่ในก๊าซ ศึกษาการกระจายแรงดันบนพื้นผิว และศึกษาทิศทางของกระแสลมที่อยู่รอบๆ มักจะแบ่งออกเป็นเชิงทฤษฎีและเชิงทดลอง การแบ่งส่วนนี้มีเงื่อนไขมาโดยตลอด เนื่องจากการรับรู้เป็นกระบวนการที่ซับซ้อนและเกี่ยวข้องกับการได้รับข้อมูลที่จำเป็นสำหรับการปฏิบัติ

พลศาสตร์ของเครื่องบินในชั้นบรรยากาศเป็นสาขาหนึ่งของกลศาสตร์ที่ศึกษาการเคลื่อนที่ของเครื่องบินในชั้นบรรยากาศ

พลวัตการบินของเครื่องบิน - ตรวจสอบประเด็นที่เกี่ยวข้องกับการศึกษาวิถีเครื่องบิน ความเสถียร และการควบคุม วิธีการวิจัยของเธอใช้หลักการพื้นฐาน กลศาสตร์เชิงทฤษฎีอากาศพลศาสตร์ ทฤษฎีเครื่องยนต์ ทฤษฎีการควบคุมอัตโนมัติ และสาขาวิชาอื่นๆ ในทางกลับกัน พลวัตการบินของเครื่องบินถูกนำมาใช้ในการศึกษาสาขาวิชาต่างๆ เช่น การออกแบบและวิศวกรรมเครื่องบิน การออกแบบระบบควบคุมการบินของเครื่องบิน ความแข็งแกร่งของเครื่องบิน การปฏิบัติการทางเทคนิคของเครื่องบิน การปฏิบัติการบิน ความปลอดภัยในการบิน และอื่นๆ

การเคลื่อนที่ที่แท้จริงของเครื่องบินแบ่งตามอัตภาพออกเป็นสองส่วน: การอ้างอิง - การเคลื่อนที่ไปตามวิถีที่ต้องการโดยไม่มีสิ่งรบกวน และความกังวล - การเคลื่อนไหวภายใต้อิทธิพลของการรบกวน

โดยทั่วไปแล้ว การเคลื่อนที่ของเครื่องบินจะมีลักษณะเป็นอวกาศ อาจเป็นทางตรงหรือโค้งก็ได้ ด้วยความเร็วคงที่หรือแปรผัน ที่ความสูงคงที่หรือแปรผัน โดยจะม้วนหรือเลื่อนก็ได้ จากวิถีการบินที่เป็นไปได้ที่หลากหลายของเครื่องบินขนส่ง เราสามารถแยกแยะขั้นตอนหลักที่เป็นส่วนหนึ่งของเส้นทางการบินได้: การบินขึ้น การไต่ระดับ การบินแนวนอน ส่วนโค้งของวิถีการบินในระนาบแนวนอนและแนวตั้ง การลงและการลงจอด แต่ละขั้นตอนของการบินจะดำเนินการในโหมดที่กำหนด โดยมีโปรแกรมสำหรับเปลี่ยนระดับความสูง ความเร็ว มุมเอียงของวิถี การหมุน และอื่นๆ

โหมดการบินที่พารามิเตอร์หลักของการเคลื่อนไหวและเหนือสิ่งอื่นใดคือความเร็วคงที่หรือการเปลี่ยนแปลงค่อนข้างช้าเรียกว่าคงที่ ในการบินที่สม่ำเสมอ มุมการโก่งตัวของตัวควบคุม มุมการโจมตี การม้วน การลื่น การโอเวอร์โหลด และโหมดการทำงานของเครื่องยนต์จะไม่เปลี่ยนแปลง การบินหลายขั้นตอนจะดำเนินการในโหมดสภาวะคงตัว (เกือบใกล้กับสภาวะคงตัว) ลักษณะการบินส่วนใหญ่ได้รับการคำนวณมาเพื่อสิ่งเหล่านี้

ระยะการบินที่ค่อนข้างสั้นโดยมีจุดประสงค์เพื่อเปลี่ยนพารามิเตอร์การเคลื่อนที่ของเครื่องบิน (ระดับความสูง ความเร็ว การมุ่งหน้าไป ความเอียงของวิถี) เรียกว่าการซ้อมรบ เมื่อทำการซ้อมรบ การเคลื่อนไหวมักจะไม่มั่นคง

ความสมบูรณ์แบบของเครื่องบินถูกกำหนดโดยคุณลักษณะประสิทธิภาพการบิน (FTC) ซึ่งรวมถึง: ความเร็วและระดับความสูงในการบิน อัตราการไต่ระดับและการขึ้นอยู่กับเงื่อนไขน้ำหนักบรรทุก ช่วงการบิน น้ำหนักบรรทุกและปริมาณการใช้เชื้อเพลิง คุณลักษณะการบินขึ้นและลงจอด (ความยาววิ่ง ความเร็วในการบินขึ้น ความเร็วในการลงจอด ความยาวในการวิ่ง ฯลฯ)

เมื่อสรุปคำแถลงของนักบินเกี่ยวกับความสำคัญของความรู้เชิงลึกเกี่ยวกับอากาศพลศาสตร์และพลศาสตร์การบินสำหรับบุคลากรการบิน เราสามารถพูดได้ว่าอากาศพลศาสตร์และพลศาสตร์การบิน ไม่เหมือนสาขาวิชาอื่นใด ที่เป็นตัวกำหนดวัฒนธรรมวิชาชีพของนักบิน

เป้า งานหลักสูตร– เพื่อให้ผู้เชี่ยวชาญในอนาคตสามารถเข้าใจลักษณะประสิทธิภาพการบินของเครื่องบินที่เขาใช้งาน วิธีการคำนวณ และทำการคำนวณและการประเมินที่จำเป็นระหว่างการบินของเครื่องบินได้อย่างอิสระ

หมวดที่ 1 การคำนวณลักษณะสมรรถนะของเครื่องบิน

รูปที่ 1 แผนภาพเครื่องบิน

ซีย่าเป็นหนึ่งในลักษณะอากาศพลศาสตร์ของส่วนปีกและตัวเครื่องบินโดยรวม ค่าสัมประสิทธิ์นี้เป็นค่าที่กำหนดในสูตรอากาศพลศาสตร์ทดลองสำหรับการยก:

ที่ไหน ρ – ความหนาแน่นของอากาศ

วี –ความเร็วในการบินของเครื่องบิน

ส –บริเวณปีก

ค่าสัมประสิทธิ์การยกตามหลักอากาศพลศาสตร์ ซีย่าขึ้นอยู่กับลักษณะทางเรขาคณิตของปีก:

ความหนาสัมพัทธ์

ความเว้าสัมพัทธ์

abscissa ไร้มิติของตำแหน่งความหนาสูงสุด

abscissa ไร้มิติของตำแหน่งที่มีความเว้าสูงสุด

ข –คอร์ดโปรไฟล์;

- การยืดตัว;

ปีกแคบ ฯลฯ

ค่าสัมประสิทธิ์การยกตามหลักอากาศพลศาสตร์ ซีย่าขึ้นอยู่กับมุมการโจมตีอย่างมาก α (มุมระหว่างเวกเตอร์ความเร็วของเครื่องบินกับคอร์ดแอโรไดนามิกเฉลี่ยของปีก) กราฟการพึ่งพา ค ยา = ฉ(α)แสดงในรูป 1.

ข้าว. 1 กราฟการพึ่งพา ซีย่า = ฉ(α )

ในแผนภูมินี้: α 0 – มุมยกของการโจมตีเป็นศูนย์ ( ค ใช่ = 0);

α n.s –มุมการโจมตีของจุดเริ่มต้นของแผงไหลบนพื้นผิวด้านบนของปีก

แอลฟา cr –มุมสำคัญของการโจมตี

ใช่แล้วค่าสัมประสิทธิ์การยกตามหลักอากาศพลศาสตร์ที่จุดเริ่มต้นของแผงลอย

ใช่แล้ว แม็กซ์ –ค่าสัมประสิทธิ์การยกสูงสุด

ในช่วงมุมการบินของการโจมตี (สูงสุด แอลฟา) การเสพติด ค ยา = ฉ (α)มีลักษณะเป็นเส้นตรงและถูกกำหนดโดยนิพจน์:

โดยที่อนุพันธ์ของค่าสัมประสิทธิ์การยกตามหลักอากาศพลศาสตร์เทียบกับมุมการโจมตี

เมื่อทำการบินในแนวนอนอย่างมั่นคงของเครื่องบิน จะต้องเป็นไปตามความเท่าเทียมกันดังต่อไปนี้:

ที่ไหน ม n คือน้ำหนักเที่ยวบินของเครื่องบิน

ก– การเร่งความเร็วในการตกอย่างอิสระ

จากความเท่าเทียมกัน (2) ตามหลังนิพจน์สำหรับ ซีย่า:

โดยค่าที่คำนวณได้ ซีย่าบนกราฟการพึ่งพาที่ลงจุด ค ยา = ฉ(α ) กำหนดมุมการโจมตี α ระหว่างการบินในแนวนอนอย่างมั่นคงของเครื่องบิน

น้ำหนักเที่ยวบินของเครื่องบิน

ม.พี= 63400 กก.

ความเร็วในการบินระดับคงที่ วี

วี= 810 กม./ชม.

ความสูงของการออกแบบ ชม

ฮ= 10500 ม.

บริเวณปีก ส

ส= 186.5 ตร.ม.

ขนาด

5.77 1/ราด

ขนาด ใช่แล้ว สูงสุด

ใช่แล้ว สูงสุด= 1,77.

ขนาด α 0

α 0 = 1.3°.

ขนาด Δα cr

Δα cr= 0.063 ราด

กับคุณ n.s = 0.85 กับคุณแม็กซ์= 0.85·1.77 = 1.5045

กราฟการพึ่งพา ค ยา = ฉ(α).

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1,4

1,6

1,8

ซีย่า

กับคุณสูงสุด

กับคุณ n.s.

ข้าว. 2. กราฟการพึ่งพา ซีย่า = ฉ(α )

ตามตารางบรรยากาศมาตรฐานสากลที่ ฮ=กำหนดระยะ 10500 ม. (ดูภาคผนวก) ρ = 0.389 กก./ลบ.ม. 3, วี= 810 กม./ชม. = 225.0 ม./วินาที แล้วคำนวณ ซีย่า:

ตามกราฟการพึ่งพา ซีย่า = ฉ(α ) กำหนดมุมการโจมตีที่ต้องการสำหรับการบินในแนวนอนที่มั่นคงของเครื่องบิน α = 2.8°

หมวดที่ 2 การคำนวณคุณลักษณะของเครื่องบินเมื่อทำการบินในแนวนอน

ให้เรากำหนดความเร็วของการบินในแนวนอนที่มั่นคงของเครื่องบินที่ระดับความสูง ชมที่น้ำหนักเที่ยวบิน ม n, บริเวณปีก ส, แรงดึงที่จำเป็น ป.ลและขั้วที่ระบุโดยการพึ่งพา

ค xa = 0,017 + 0,057 สีฟ้า 2

มั่นคง แนวนอนการบินคือการบินตรงของเครื่องบินด้วยความเร็วคงที่ ที่ระดับความสูงคงที่ ที่มุมการโจมตีต่ำ α อธิบายโดยสมการการเคลื่อนที่:

ที่ไหน พี –แรงขับของเครื่องยนต์

เอ็กซ์ ก –แรงดึง:

ใช่แรงยก; -

มก. –น้ำหนักเครื่องบิน

ρ – ความหนาแน่นของอากาศที่ระดับความสูงที่กำหนด

วี –ความเร็วในการบินของเครื่องบิน

ส– บริเวณปีก.

ในการคำนวณสภาพการบินในสภาวะคงที่ของเครื่องบินที่มีเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ทจะใช้วิธีการแทงของ N. E. Zhukovsky โดยอิงจากการเปรียบเทียบค่าที่ต้องการ ร n และแท่งที่มีอยู่ รร.

แรงขับที่ต้องการ P n คือแรงผลักดันที่จำเป็นสำหรับการบินอย่างต่อเนื่องของเครื่องบินที่ระดับความสูงที่กำหนดด้วยความเร็วที่กำหนด ในกรณีของการบินในแนวนอนที่มั่นคง แรงผลักดันนี้จะเท่ากับแรงลากของเครื่องบิน:

รน= ซ่า (5)

เราได้หารสมการแรกของระบบ (4) เทอมต่อเทอมด้วยวินาที

ที่ไหน กับ xa -ค่าสัมประสิทธิ์การลากตามหลักอากาศพลศาสตร์

กับคุณ -ค่าสัมประสิทธิ์การยกตามหลักอากาศพลศาสตร์

เค –คุณภาพอากาศพลศาสตร์

แรงผลักดันที่มีอยู่ P p คือแรงขับรวมสูงสุดของเครื่องยนต์อากาศยานทั้งหมดที่ระดับความสูงที่กำหนดและที่ความเร็วการบินที่กำหนด ค่านี้ขึ้นอยู่กับความเร็วและความสูงของการบิน รวมถึงระดับการควบคุมปริมาณของเครื่องยนต์

การกำหนดลักษณะของการบินในแนวนอนที่มั่นคงของเครื่องบินนั้นดำเนินการโดยใช้กราฟการพึ่งพาแบบรวม รน= ฉ(วี) และ รพี = ฉ(วี) สร้างขึ้นสำหรับระดับความสูงของการบินและมวลเครื่องบินที่กำหนด (รูปที่ 3) กราฟดังกล่าวเรียกว่าไดอะแกรมของแบบร่างที่ต้องการและที่มีอยู่

ความเร็วที่ต้องการของการบินในแนวนอนถูกกำหนดโดยสูตร

ข้าว. 3. แผนผังของแท่งที่ต้องการและแท่งที่มีอยู่

จากนิพจน์ (6) ถูกกำหนด:

พบคุณค่า ซีย่าจะถูกแทนลงในสมการเชิงขั้ว

ค xa = 0,017 + 0,057 สีฟ้า 2 = 0,017 + 0.057(12,43 ค xa) 2 .

8,81ค xa 2 - ค xa + 0,017 = 0.

จากสมการที่ได้จะถูกกำหนด ค xa:

เลือกค่าที่น้อยกว่า ค xa = 0,021.

จากนิพจน์ (5) กำหนดความเร็วของการบินในแนวนอนที่มั่นคง:

ที่ ฮ= 10500 ม ρ = 0.389 กก./ลบ.ม.

258.37 ม./วินาที = 930 กม./ชม.

ลักษณะอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน

ลักษณะทางเรขาคณิตของลำตัวลักษณะทางเรขาคณิตของลำตัวประกอบด้วย:

ข้าว. 8.1. ลักษณะทางเรขาคณิตของลำตัว ความยาวลำตัว Lf- ขนาดลำตัวที่ใหญ่ที่สุดตามแนวแกนตามยาว

กลางเรือ-เฟรม- เส้นตัดของพื้นผิวด้านนอกของลำตัวโดยมีระนาบแนวขวางแนวตั้งลากผ่านตรงกลางของความยาว

บริเวณส่วนกลางลำตัว Sm.f.- พื้นที่หน้าตัดที่ใหญ่ที่สุดของลำตัวโดยมีระนาบตั้งฉากกับแกนตามยาว

เส้นผ่านศูนย์กลางลำตัวเท่ากัน df.e.- เส้นผ่านศูนย์กลางของวงกลมซึ่งมีพื้นที่เท่ากับพื้นที่ตรงกลางของลำตัว

ความสูง h f และความกว้าง d f ของลำตัว- ขนาดภายนอกสูงสุดของหน้าตัดลำตัว

ส่วนต่อขยายลำตัว lam f- อัตราส่วนของความยาวลำตัวต่อเส้นผ่านศูนย์กลางลำตัวเทียบเท่า d f e กำหนดโดยการแสดงออก:

แลมบ์ f = Lf / d f อี.; (8.1.).

ความยาวของจมูก หาง และส่วนตรงกลางของลำตัวถูกกำหนดในทำนองเดียวกัน:

แลมบ์ = L n / d เฟ; แลมบ์ = L n / d ฉ. - แลมบ์ c =L c / d f.e.; (8.2.).

- ล้างพื้นที่ผิวลำตัว- Sф นี่คือพื้นที่ของลำตัวที่อยู่ในกระแสน้ำซึ่งถูกกำหนดตามแผนภาพการออกแบบของลำตัวโดยคำนึงถึงคุณสมบัติของรูปทรงของมัน

ลักษณะอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน..นอกเหนือจากปีกแล้ว แรงยกของเครื่องบินยังสามารถสร้างขึ้นได้จากองค์ประกอบอื่นๆ ของเครื่องบิน เช่น ลำตัว หางแนวนอน ห้องโดยสารของเครื่องยนต์ เป็นต้น แต่แรงยกที่เกิดจากองค์ประกอบเหล่านี้มีขนาดเล็กมากเมื่อเทียบกับ ยกกำลังสร้างขึ้นโดยปีก ดังนั้น ในการคำนวณโดยประมาณ แรงยกของเครื่องบินจะเท่ากับแรงยกของปีกที่แยกออกจากกัน ประมาณ = ยูเครน กราฟการพึ่งพาค่าสัมประสิทธิ์ ยกเครื่องบิน Su = ƒ(α) มีรูปแบบเดียวกับกราฟของสัมประสิทธิ์การยกปีก Sucr = ƒ(α) (รูปที่ 5.1) ลักษณะทางอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินขนส่ง- การลากของลำตัวด้วยความเร็วต่ำ (ในกรณีที่ไม่มีการบีบอัด) โดยมีแรงยกเป็นศูนย์ V 0 f ประกอบด้วยการลากด้วยแรงดัน การลากด้านล่าง และการลากแบบเสียดสี เนื่องจากความจริงที่ว่าลำตัวของเครื่องบินขนส่งมีค่าอัตราส่วนภาพปานกลางและเล็ก lamf การเปลี่ยนแปลงที่ค่อนข้างชัดเจนในพื้นที่หน้าตัดในบริเวณจมูกและหางและความไม่สมมาตรสัมพันธ์กับแกนตามยาวของ ลำตัวแล้ว

คุณลักษณะของโครงร่างลำตัวของเครื่องบินขนส่งเหล่านี้มีผลกระทบอย่างมากต่อรูปแบบการไหลและคุณลักษณะทางอากาศพลศาสตร์ อันเป็นผลมาจากการเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วในพื้นที่หน้าตัดของลำตัวไปข้างหน้าของเครื่องบินขนส่งความดันบนพื้นผิวของลำตัวไปข้างหน้าเพิ่มขึ้นและความต้านทานแรงดันเพิ่มขึ้น การปรากฏตัวของการตัดด้านล่างและการลดลงอย่างรวดเร็วในพื้นที่หน้าตัดของลำตัวด้านหลังของเครื่องบินขนส่งนำไปสู่การขับออก (ดูด) ของอนุภาคอากาศที่เพิ่มขึ้นจากบริเวณส่วนท้ายเพื่อลดแรงกดบนพื้นผิว ของลำตัวด้านหลังและเป็นผลให้เกิดสิ่งที่เรียกว่าการลากด้านล่าง

ความต้านทานการเสียดสีในชั้นขอบเขตลำตัวถูกกำหนดโดยธรรมชาติของชั้นขอบเขตซึ่งมีการปั่นป่วนเกือบทั่วทั้งพื้นผิวของลำตัว

ในการบินแบบเปรี้ยงปร้างโดยที่ Uf ของลำตัวยกเป็นศูนย์ แรงลากของลำตัว Xf ประกอบด้วยความต้านทานแรงดัน

ฮาดาฟ. ความต้านทานการเสียดสี Xtr. และแนวต้านล่าง Khdon..

X f = X ที่ให้มา + เอ็กซ์ตร้า + ฮอดอน. (8.3.)

ที่ความเร็วการบินแบบทรานโซนิก การลากลำตัวแบบใหม่จะปรากฏขึ้น - การลากคลื่น Cv.f. ซึ่งเกิดจากการสูญเสียพลังงานจลน์ส่วนหนึ่งของการไหลที่คลื่นกระแทกในพื้นที่

เพื่อให้แน่ใจว่ามีแรงลากน้อยลง ลำตัวได้รับการออกแบบให้มีรูปทรงเพรียวบาง พร้อมพื้นผิวที่ดีและมีอัตราส่วนภาพที่ค่อนข้างใหญ่ แล

การลากเครื่องบินการลากของเครื่องบินถูกรวมเข้าด้วยกันโดยคำนึงถึงอิทธิพลของส่วนอื่น ๆ ของเครื่องบินที่แยกออกจากกันซึ่งเชื่อมต่อกันเป็นชิ้นเดียวเปลี่ยนลักษณะอากาศพลศาสตร์เนื่องจากการรบกวนเช่นอิทธิพลซึ่งกันและกัน การรบกวนอาจเป็นค่าบวกหากแรงต้านรวมของเครื่องบินลดลง และผลลบหากแรงต้านเพิ่มขึ้น ที่ทางแยกของปีก - ลำตัว, ปีก - ห้องโดยสาร, หาง - ลำตัว อัตราการไหลที่แตกต่างกันเกิดขึ้นในลำธารที่ไหลรอบส่วนเหล่านี้ของเครื่องบิน สิ่งนี้นำไปสู่ความปั่นป่วนของการไหล การขยายตัวและการแยกชั้นของขอบเขต และแรงลากของเครื่องบินที่เพิ่มขึ้น การเพิ่มขึ้นของความต้านทานที่เป็นอันตรายจะเกิดขึ้นรุนแรงยิ่งขึ้นหากเมื่อเชื่อมต่อส่วนต่าง ๆ ของเครื่องบิน เกิดการขยายตัวของการไหลแบบกระจาย (รูปที่ 8.2) เพื่อลดผลกระทบด้านลบจากการรบกวน แฟริ่ง (แฟริ่ง) จึงได้รับการติดตั้งที่ข้อต่อของชิ้นส่วนเครื่องบิน

รูปที่ 8.2 เอฟเฟกต์ดิฟฟิวเซอร์

ความต้านทานรวมของเครื่องบินคือผลรวมของความต้านทานของปีกและความต้านทานของส่วนที่เหลือของเครื่องบินที่ไม่สร้างแรงยก โดยคำนึงถึงการรบกวน ได้แก่ ความต้านทานของลำตัว Xf ความต้านทานของเครื่องยนต์ nacelles Xgn.dv ความต้านทานของหางแนวนอน Xgo ความต้านทานของหางแนวตั้งของหาง ฯลฯ Hst. = Xcr. + ฮฟ. + Hgn.dv. +โฮ. + ฮโว = Xcr. + ช. (8.4.) ความต้านทานของชิ้นส่วนที่ไม่รับน้ำหนักของเครื่องบินเรียกว่าความต้านทานที่เป็นอันตราย การลากของเครื่องบินถือได้ว่าเป็นแรงลากที่ไม่ขึ้นกับมุมการโจมตี (ส่วนประกอบคงที่) และการลากแบบอุปนัยขึ้นอยู่กับแรงยก องค์ประกอบความต้านทานคงที่ซึ่งรวมถึงความต้านทานของชิ้นส่วนที่ไม่รับน้ำหนักของเครื่องบินเท่ากับความต้านทานของเครื่องบินที่ Cy = 0 และ α 0 ที่ความเร็วการบินแบบทรานโซนิก ความต้านทานของลำตัวรูปแบบใหม่จะปรากฏขึ้น - ความต้านทานคลื่น Xv.f. ในกรณีนี้ ความต้านทานรวมสามารถเขียนได้ในรูปแบบ: Xst = хα 0 + Khι + хв.ф (8.5.) คุณลักษณะทางอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน Сх = ƒ(α) มีความเหมือนกัน ก่อตัวเป็นลักษณะเดียวกันของปีก แต่เส้นโค้งจะเลื่อนขึ้นตามปริมาณของส่วนประกอบคงที่ хα 0 ขั้วของเครื่องบินจะเลื่อนไปทางขวาสัมพันธ์กับขั้วของปีกตามปริมาณความต้านทานที่เป็นอันตราย คุณภาพอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินมักจะน้อยกว่าคุณภาพของปีกเสมอเพราะว่า การลากของเครื่องบินมีค่ามากกว่าการลากของปีก ดังนั้น เส้นโค้ง K = ƒ(α) ของเครื่องบินจะผ่านไปต่ำกว่าเส้นโค้ง K = ƒ(α) ของปีก.. .

คำถามทดสอบ 1. ระบุลักษณะทางเรขาคณิตของลำตัวเครื่องบิน 2. การลากของลำตัวคืออะไร?

3. คุณสมบัติทางอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินขนส่งคืออะไร 4. สาเหตุของการก่อตัวของการรบกวนและส่งผลต่อการลากของเครื่องบินอย่างไร? 5. คุณลักษณะทางอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน Cx = ƒ(α) แตกต่างจากคุณลักษณะเดียวกันของปีกอย่างไร

6. คุณภาพอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินแตกต่างจากคุณภาพอากาศพลศาสตร์ของปีกอย่างไร?

กลไกปีก

ปีกที่ออกแบบมาสำหรับการบินในแนวนอนด้วยความเร็วสูงไม่เหมาะสำหรับการบินด้วยความเร็วต่ำระหว่างเครื่องขึ้นหรือลงเนื่องจากไม่สามารถสร้างแรงยกที่ต้องการได้ ลักษณะการขึ้นลงของเครื่องบิน ซึ่งหลักๆ ได้แก่ ความเร็วในการบินขึ้น ความยาววิ่งขึ้นลง ความเร็วในการลงจอด และความยาววิ่ง จำเป็นต้องเปลี่ยนแปลงลักษณะอากาศพลศาสตร์ของปีก เนื่องจาก ความเร็วในการบินลดลง

ลดการยกปีกที่กำหนด ในกรณีอื่นๆ ของการเคลื่อนที่ของเครื่องบิน (การลงฉุกเฉิน วิ่งหลังจากลงจอด) จำเป็นต้องลดการยกปีกลง เพื่อปฏิบัติตามข้อกำหนดเหล่านี้ ให้ปฏิบัติตามเส้นทางการติดตั้งอุปกรณ์พิเศษบนปีกซึ่งทำหน้าที่เพิ่มหรือเปลี่ยนแรงยก (รูปที่ 9.1) อุปกรณ์ดังกล่าวซึ่งทำหน้าที่เปลี่ยนลักษณะอากาศพลศาสตร์และปรับปรุงเสถียรภาพและการควบคุมของเครื่องบินเรียกว่ากลไกปีก กลไกประเภทหลักๆ ได้แก่ ปีกเครื่องบิน ปีกเครื่องบิน ราง สปอยเลอร์ ระบบควบคุมชั้นขอบเขต ปีกเครื่องบินเจ็ต และปีกที่มีรูปทรงแปรผัน

หลักการสำคัญของการใช้เครื่องจักรคือการเพิ่มความโค้งของโปรไฟล์ปีกและการควบคุมชั้นขอบเขตบนพื้นผิวปีก

ข้าว. .9.1 กลไกของปีกเครื่องบินขนส่ง:

1 - แผนภาพของปีกยานยนต์ 2- ดัก (พนังเบรก) 3 - หลักการทำงานของไม้ระแนง; 4 - หลักการทำงานของแผ่นพับหลายช่อง

เป็นที่ทราบกันดีว่าเมื่อความโค้งของปีกเพิ่มขึ้น ค่าสัมประสิทธิ์การยก Su จะเพิ่มขึ้นที่มุมการโจมตีเท่าเดิม ชั้นขอบเขตถูกควบคุมโดยการเป่าหรือดูดการไหลที่พื้นผิวปีก ซึ่งนำไปสู่การเพิ่มขึ้นของพลังงานจลน์ของชั้นขอบเขต และสิ่งนี้จะทำให้แผงกั้นการไหลล่าช้าไปสู่มุมการโจมตีขนาดใหญ่ α และเพิ่มค่าสัมประสิทธิ์การยก Su คุณสามารถเปลี่ยนแรงยกได้โดยใช้ปีกที่มีรูปทรงแปรผัน พิจารณาการทำงานของเครื่องจักรบางประเภท

โล่- ส่วนที่แบนและลาดลงของพื้นผิวด้านล่างของปีก ซึ่งอยู่ที่ขอบท้ายของมัน คอร์ดของสคิวจะเท่ากับประมาณ 25% ของคอร์ดของปีก และช่วงของสคิวจะเท่ากับ 40 - 60% ของช่วงปีก เมื่อเครื่องขึ้นเครื่องบินปีกจะเบี่ยงเบนไป 15 - 20 องศาเมื่อลงจอด - 40 - 60 องศา การเพิ่มขึ้นของ Su เกิดขึ้นเนื่องจากแรงกดดันที่เพิ่มขึ้นใต้ปีกอันเป็นผลมาจากการยับยั้งการไหลโดยแผ่นพับที่ขยายออก การเพิ่มขึ้นของการยกเกิดขึ้นอันเป็นผลมาจากการเพิ่มความโค้งของโปรไฟล์และเป็นผลมาจากการก่อตัวของพื้นที่ทำให้บริสุทธิ์ระหว่างโล่และปีกซึ่งทำให้เกิดการดูดของกระแสน้ำที่ไหลรอบพื้นผิวด้านบนของปีก ใต้ปีก การปล่อยโล่จะเพิ่ม Su (สูงถึง 60%) และลด α crit ลง 1-2º และยังเพิ่มการลากของเครื่องบินซึ่งจะลดคุณภาพของเครื่องบิน เนื่องจากความเรียบง่ายของการออกแบบ จึงมีการใช้โล่กันอย่างแพร่หลายในเครื่องบินขนาดเล็ก

อวัยวะเพศหญิง- ส่วนหางที่เคลื่อนย้ายได้ของปีก (รูปที่ 9.1.) แผ่นพับมีหลายประเภท: แบบเรียบง่าย แบบมีรู แบบแขวน แบบยืดหดได้ ฯลฯ แบบที่มีประสิทธิภาพมากที่สุดคือแบบแบบหลายช่องแบบยืดหดได้ เมื่อปีกนกถูกเบี่ยงเบน พื้นที่ปีกและความโค้งของโปรไฟล์จะเพิ่มขึ้น การเพิ่มขึ้นของการยกเมื่อแผ่นพับถูกขยายออกเกิดขึ้นด้วยเหตุผลเดียวกับเมื่อแผ่นพับถูกขยายออก การขยายปีกนก (รูปที่ 9.2) จะเป็นการเพิ่มแรงยกและการลากของปีก ลดมุมวิกฤตของการโจมตี มุมของการยกเป็นศูนย์ และคุณภาพของปีก เมื่อเครื่องบินขึ้น ปีกเครื่องบินจะเบนไป 15-20º ในกรณีนี้ Su จะเพิ่มขึ้นในระดับที่มากกว่า Cx ซึ่งจะลดความเร็วในการบินขึ้นและระยะเวลาในการวิ่งขึ้นบิน ในระหว่างการลงจอด ปีกเครื่องบินจะเบี่ยงเบนไป 25-40° ซึ่งทำให้ Su เพิ่มขึ้นอีก และ Cx เพิ่มขึ้นมากขึ้น ซึ่งจะลดความยาวของระยะลงจอด

แผ่นไม้- ส่วนที่เป็นโปรไฟล์ของปีกซึ่งอยู่ที่ขอบนำ ระแนงเป็นแบบอัตโนมัติ ควบคุม และคงที่ หลักการทำงานของแผ่นไม้มีดังนี้: เมื่อแผ่นไม้ระแนงขยายออกจะเกิดช่องว่างที่แคบลงระหว่างไม้ระแนงและปีก การไหลของอากาศที่ไหลผ่านช่องว่างนี้จะเพิ่มความเร็วและพลังงานจลน์ พลังงานจลน์ที่เพิ่มขึ้นจะป้องกันไม่ให้ชั้นขอบเขตหลุดออกจากด้านบน

พื้นผิวปีก มุมวิกฤตของการโจมตีสามารถเพิ่มขึ้นได้ 10 - 15 องศา และ Sumax เพิ่มขึ้นอย่างมาก (รูปที่ 9.3) การใช้แผ่นระแนงร่วมกับปีกนกช่วยเพิ่มความโค้งของโปรไฟล์และพื้นที่ปีก เพิ่มการยกและการลาก ขยายระยะการบิน มุมของการโจมตีโดยการลดมุมของการโจมตี ยกศูนย์และเพิ่มมุมของการโจมตี

ข้าว. 9.2. อิทธิพลของการโก่งตัวของพนังต่อค่าสัมประสิทธิ์ Su และ α crit

สามารถติดตั้งระแนงได้ทั้งแนวปีกและปลายปีก การติดตั้งแผ่นระแนงตลอดทั้งช่วงจะเพิ่ม Sumax และเพิ่มมุมวิกฤตของการโจมตีของปีก เมื่อติดตั้งแผ่นปิดท้าย เส้นโค้ง Su = ƒ (α) จะเปลี่ยนรูปลักษณ์ไปบ้าง: มุมวิกฤตของการโจมตีจะเพิ่มขึ้น และ Su max จะคงที่เกือบตลอดช่วงของการโจมตีที่แน่นอน (รูปที่ 9.3)

อินเตอร์เซปเตอร์ (สปอยล์)ออกแบบมาเพื่อรองรับการยกและควบคุมเครื่องบินขณะม้วนตัวร่วมกับปีกเครื่องบิน เป็นแผ่นที่อยู่บนพื้นผิวด้านบนของปีก เบนหรือดันขึ้นด้านบน (รูปที่ 9.2. 2.) เมื่อปล่อยสปอยเลอร์ การไหลของอากาศด้านหลังจะถูกรบกวน ซึ่งส่งผลให้การยกลดลง การลากเพิ่มขึ้น และคุณภาพแอโรไดนามิกลดลง การปล่อยสปอยเลอร์จะใช้ในระหว่างการลงฉุกเฉินหรือระหว่างการโรลโอเวอร์หลังจากลงจอด เมื่อจำเป็นต้องลดการยกปีกลงเพื่อเพิ่มประสิทธิภาพในการเบรก และเป็นผลให้ระยะเวลาในการวิ่งของเครื่องบินลดลง

ข้าว. 9.3.. อิทธิพลของการขยายแผ่นไม้ต่อค่าสัมประสิทธิ์ Su

a - ระแนงตลอดช่วงปีก; b – แผ่นปิดท้าย

เครื่องสร้างกังหัน- แผ่นสั้นติดตั้งบนพื้นผิวด้านบนของปีก ใช้กับปีกที่มีการไหลของชั้นขอบแบบราบเรียบ ตามกฎแล้วปีกดังกล่าวมีมุมวิกฤตเล็กน้อยและทำให้ความเร็วการลงจอดของเครื่องบินเพิ่มขึ้น เมื่อปล่อยเครื่องปั่นป่วน กระแสปั่นป่วนจะเกิดขึ้น ผลที่ตามมาคือกระแสปั่นป่วนจะเพิ่มมุมวิกฤตของการโจมตีของปีก และความเร็วในการลงจอดของเครื่องบินลดลง

ระบบควบคุมชั้นขอบเขตประกอบด้วยอุปกรณ์ที่เป่าหรือดูดชั้นขอบเขต ในการทำเช่นนี้จะมีการวางท่อตามแนวปีกซึ่งเชื่อมต่อกันด้วยช่องทางกับพื้นผิวของปีก โดยผ่านท่อและช่องทางเหล่านี้ พัดลมจะจ่ายอากาศเพื่อเป่าชั้นขอบเขตหรืออากาศถูกดูดออกจากพื้นผิวของปีก แผนผังของอุปกรณ์ดังกล่าวแสดงในรูปที่ 9 4

โดยปกติแล้วเพื่อเพิ่มประสิทธิภาพปีกจะติดตั้งกลไกหลายประเภท (รูปที่ 9.1)

ข้าว. 9.4. แผนผังของการดูดและการเป่าของชั้นขอบเขต

เวทีการบินขึ้น

สำหรับขั้นตอนการ "บินขึ้น" จะมีการกำหนดคุณลักษณะของเครื่องบินดังต่อไปนี้:

1. ความเร็วฉีกขาด:

- น้ำหนักปีก;

- ค่าสัมประสิทธิ์การยกที่การยกออก (ตามต้นแบบ)

ความยาววิ่ง:

- อัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักที่เครื่องขึ้น

- ค่าสัมประสิทธิ์แรงเสียดทานระหว่างการวิ่งขึ้น - ลง

ระยะการบินขึ้น:

- คุณภาพแอโรไดนามิกขณะยกตัว

- อัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักที่เครื่องขึ้น

เรากำหนดความยาวของทางวิ่งที่จำเป็นสำหรับการบินขึ้น:

เวที "ปีน"

สำหรับระยะ "ขึ้น" จะมีการกำหนดลักษณะดังต่อไปนี้:

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเพื่อให้ได้ระดับความสูงและความเร็วในการบินในแนวนอนที่กำหนด:

- ความสูงของเที่ยวบินที่ระบุ

- ตั้งค่าความเร็ว;

- ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะในการบินแนวนอน

- น้ำหนักบินขึ้น

- อัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักที่เครื่องขึ้น

- คุณภาพอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินในการบินแนวนอน (ตามต้นแบบ)

น้ำหนักเครื่องบินเมื่อเริ่มต้นการบินตามระดับ:

3. การคำนวณแรงขับที่จำเป็นสำหรับการบินในแนวนอนสำหรับระดับความสูงและความเร็วในการบินต่างๆ

วิธีการคำนวณตามหลักอากาศพลศาสตร์ เช่น สะดวกในการคำนวณลักษณะการบินของเครื่องบินในการเคลื่อนที่คงที่โดยการเปรียบเทียบค่าของพารามิเตอร์ที่จำเป็นในการใช้งานโหมดที่กำหนดกับค่าที่มีอยู่ (ขีดจำกัด) วิธีการที่ใช้การเปรียบเทียบค่าแรงขับที่ต้องการและค่าที่มีอยู่เป็นวิธีหลักในการคำนวณตามหลักอากาศพลศาสตร์ วิธีนี้เรียกว่าวิธี Zhukovsky rod

แรงดึงที่จำเป็น

สำหรับการบินในแนวนอนที่มั่นคงจะเท่ากับ:

และไม่ควรเกินที่มีอยู่

เพื่อค้นหา

จะต้องค้นหาระดับความสูงและความเร็วในการบินที่เลือก

:

ผลการคำนวณ

ใส่ไว้ในตาราง 4.1

ตารางที่ 4.1

N(ม.)/V(กม./ชม.)

การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์การลาก:

ที่ไหน:

ผลการคำนวณสรุปได้ในตารางที่ 4.2

N(ม.)/V(กม./ชม.)

การคำนวณแรงผลักดันที่ต้องการ เพื่อการบินที่มั่นคง:

[แดน]

ผลการคำนวณ ใส่ไว้ในตาราง 4.3

N(ม.)/V(กม./ชม.)

ตารางที่ 4.3.

ลักษณะความสูง-ความเร็วของเครื่องยนต์ มีแรงฉุด [แดน].

ผลลัพธ์ ใส่ไว้ในตาราง 4.4

ตารางที่ 4.4.

N(ม.)/V(กม./ชม.)

การสร้างกำหนดการ

และ

ข้าว. 1 และรูป 2.

เรากำหนด

และ

ตามตารางแรงผลักดันที่ต้องการและที่มีอยู่

การกำหนดช่วงความเร็วและความสูงของการบินที่มีอยู่

4.2.4. การกำหนดองค์ประกอบแนวตั้งของความเร็วในการบินของเครื่องบินโดยไม่คำนึงถึงพลังงานจลน์เมื่อปีนเขา:

;

ผลการคำนวณจะถูกบันทึกไว้ในตารางที่ 4.5

ตารางที่ 4.5.

N(ม.)/V(กม./ชม.)

เรากำลังสร้างตารางการเปลี่ยนแปลง ตามระดับความสูงและความเร็วในการบิน 3.

4.2.5. ตามกำหนดเวลา

ข้าว. 3 สำหรับแต่ละความสูงของเที่ยวบินจะถูกกำหนด

- เราป้อนค่าในตาราง 4.6

ตารางที่ 4.6.

(ม/ค)

4.2.6. การสร้างกำหนดการ

ข้าว. 4. เราทำเครื่องหมายค่าของเพดานการบินทั้งทางทฤษฎีและปฏิบัติของเครื่องบิน

การกำหนดปริมาณ

และ



.

ผลการคำนวณจะถูกบันทึกไว้ในตารางที่ 4.6 และ 4.7

ตารางที่ 4.6.

N(ม.)/V(กม./ชม.)

ตารางที่ 4.7.

เพื่อให้ได้โปรแกรมการไต่ที่เหมาะสมที่สุดตามเกณฑ์เวลาขั้นต่ำ กราฟจะถูกสร้างขึ้น

ข้าว. 5, ซองจดหมายของเส้นโค้งทั้งหมดจะถูกวาด, เริ่มต้น

และสุดท้าย

.

หากต้องการค้นหาเวลาของการปีน ให้ดำเนินการรวม:

.

4.2.7. การเลือกเงื่อนไขการออกแบบ

ที่ระดับความสูงต่ำกว่าระดับความสูงในการล่องเรือ ความเร็วในการบินจะถูกจำกัดโดยความดันความเร็ว

กก./ตร.ม.

ตามมาตรฐาน NLGS-3, AP-23 มีการตั้งค่าต่อไปนี้:

กม./ชม.;

การกำหนดเวลาในการไต่ระดับความสูงการบินล่องเรือ H = 8000 ม.

ตามกำหนดเวลา

วิธีสี่เหลี่ยมคางหมูใช้หาเวลาในการปีนจาก 0 ถึง 8,000 ม.

1. สูงถึง H = 1,000 ม.:

ค.

ค = 1.61 นาที

ค.

2. สูงถึง H = 2,000 ม.:

ค.

ค = 3.13 นาที

3. สูงถึง H = 3000 ม.:

ค.

4. สูงถึง H = 4000 ม.:

5. สูงถึง H = 5,000 ม.:

ค = 9.14 นาที

6. สูงถึง H = 6,000 ม.:

ค.

ค = 13.9 นาที

7. สูงถึง H = 7000 ม.:

ค = 17.8 นาที

8. สูงถึง H = 8000 ม.:

ค = 24.7 นาที

กำลังสร้างกำหนดการ

ข้าว. 6.

การกำหนดช่วงของความสูงที่สอดคล้องกัน

ความยาวของการไต่ระดับคงที่สามารถกำหนดได้โดยประมาณหากทราบอัตราการไต่ระดับ:

4.3. เวที "การบินแนวนอน"

สำหรับขั้นตอน "การบินแนวนอน" จะพิจารณาคุณลักษณะต่อไปนี้:

4.3.1. การพึ่งพาค่าสัมประสิทธิ์การยกที่จำเป็นสำหรับการบินในแนวนอนกับความเร็วในการบิน 7. กราฟแสดงข้อจำกัดเกี่ยวกับ

- ค่านิยม

แสดงไว้ในตาราง 4.1

4.3.2. พื้นที่บินที่เป็นไปได้ 8.

4.3.3. ระยะการบินแนวนอนที่ระดับความสูงในการล่องเรือ

ก) สำหรับน้ำหนักบรรทุกเป้าหมายที่กำหนดและการสำรองน้ำมันเชื้อเพลิงโดยประมาณ:

=14967 กิโลกรัม - มวลของเครื่องบินเมื่อเริ่มต้นการบินในแนวนอน

กิโลกรัม – มวลเครื่องบินเมื่อสิ้นสุดการบินในแนวนอน .

กิโลกรัม – มวลของเชื้อเพลิงที่ใช้ระหว่างการลงและลงจอด (คำนึงถึงการบินเป็นวงกลมในบริเวณสนามบิน)

กก –

กิโลกรัม – เชื้อเพลิงสำรองสำหรับการเคลื่อนตัวรอบสนามบิน

kg คือมวลของเชื้อเพลิงที่ใช้ระหว่างเที่ยวบินล่องเรือ

b) ด้วยการสำรองน้ำมันเชื้อเพลิงสูงสุดโดยไม่มีโหลดเป้าหมาย:

โดยที่: K = 16 - คุณภาพตามหลักอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินในการล่องเรือ

V = 550 กม./ชม. - ความเร็วในการบิน

- ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะในการล่องเรือ

=12328 กิโลกรัม - มวลของเครื่องบินเมื่อเริ่มต้นการบินในแนวนอน kg คือมวลของเครื่องบินเมื่อสิ้นสุดการบินในแนวนอน

กิโลกรัม - มวลเชื้อเพลิงที่ใช้ลดลง และลงจอด (โดยคำนึงถึงการบินวนในบริเวณสนามบิน)

กก – เชื้อเพลิงสำรองการบิน

กิโลกรัม – เชื้อเพลิงสำรองสำหรับการเคลื่อนตัวรอบสนามบิน .

กิโลกรัม - มวลเชื้อเพลิง , บริโภคในระหว่างขั้นตอนการล่องเรือ

กิโลกรัม;

c ช่วงการลงของเครื่องบินจากระดับความสูงที่กำหนด (

)

กม.

ที่ไหน:

= 16 - คุณภาพแอโรไดนามิกสูงสุด

= 550 กม./ชม. = 152.7 ม./วินาที – ความเร็วเมื่อเริ่มต้นการวางแผน

กม./ชม. = 52.5 ม./วินาที – ความเร็วเมื่อสิ้นสุดการร่อน

km คือความสูงของจุดเริ่มต้นของการวางแผน

km คือความสูงของจุดสิ้นสุดเครื่องร่อน

ระยะการบินทั้งหมด (โปรไฟล์เที่ยวบิน) แสดงในรูปที่ 9

4.4. เวที "ลงจอด"

สำหรับขั้นตอนการลงจอดจะกำหนดลักษณะดังต่อไปนี้:

4.4.1. น้ำหนักเครื่องบินเมื่อลงจอด:

กก.

4.4.2. ความเร็วในการลงจอดสำหรับน้ำหนักนี้:

กม./ชม

ที่ไหน:

- ค่าสัมประสิทธิ์การยกตามหลักอากาศพลศาสตร์ระหว่างการลงจอด

S = 46.8 ตร.ม. - พื้นที่ปีก

4.4.3. ความยาววิ่ง :

ม.

ที่ไหน:

- ค่าสัมประสิทธิ์แรงเสียดทานของล้อแชสซีระหว่างการเดินทาง

4.4.4. ระยะลงจอด (กำหนดตามเงื่อนไขจาก H = 15 ม.):

ที่ไหน: ม.

เมตร/วินาที – ความเร็วเข้าใกล้

= 4 - คุณภาพแอโรไดนามิกระหว่างการลงจอด (ตามต้นแบบ)

= 135 กม./ชม. = 37.5 ม./วินาที – ความเร็วในการลงจอด

4.4.5. ความยาวทางวิ่งที่จำเป็นสำหรับการลงจอด: ม.

สำหรับเครื่องบินลำนี้ ความยาวทางวิ่งคือ 1118 ม. เครื่องบินที่ออกแบบมีคุณสมบัติตรงตามลักษณะการทำงานที่กำหนด สามารถใช้งานได้ที่สนามบินตั้งแต่ชั้น A ถึง G