Основные расчетные формулы

В данной лабораторной работе исследование проводится для самолета с цельноповоротным ГО, угол отклонения которого обозначается . Поэтому расчетная формула будет иметь вид:

где , , , .

Зависимости приведены в таблице 2.

Модель исследуемой системы

Лабораторная установка представляет собой пилотажный стенд, состоящий из персонального компьютера с дисплеем, джойстиком и печатающим устройством. На экране дисплея отображается упрощенная внешняя обстановка и индикация угла тангажа (левая шкала) и вертикальной скорости «правая шкала). Управляющее воздействие создается оператором перемещением джойстика, который играет роль ручки управления положением самолета в вертикальной плоскости.

На персональном компьютере реализованы уравнения продольного движения самолета.

где а – скорость звука. Коэффициенты уравнений имеют вид:

.

Порядок проведения работы

Работа включает в себя расчетную и экспериментальную части. Студенты выполняют работу группами по 2 – 3 человека.

Каждая группа рассчитывает балансировочные кривые (см. п. 2.2) для своего варианта задания при трех значениях исследуемого параметра (табл. 1). Расчет ведется в диапазоне чисел М полета от , соответствующего , до М = 1,4.

Рассчитав балансировочные кривые, студенты предъявляют их для проверки преподавателю, после чего приступают к эксперименту на пилотажном стенде.

Результатом моделирования должны быть записанные на графопостроителе балансировочные кривые для трех значений исследуемого параметра при разгоне самолета на заданной высоте от до М, соответствующего времени полета равного 50 сек.

Порядок проведения эксперимента

1. Занять место на лабораторной установке у компьютера.

2. С помощью мыши и клавиатуры выбрать клавишу «установить режим», установить параметры исследуемого режима (высота, центровка, удельная нагрузка на крыло), после чего закрыть окно установки режима.

3. Начать моделирование, нажав с помощью мыши или клавиатуры клавишу «Старт». В процессе разгона с помощью джойстика осуществлять стабилизацию вертикальной скорости, поддерживая ее в нулевом положении. После окончания режима на экране отображаются графики изменения угла отклонения ГО и угла тангажа.

4. Закрыть окно с графиками и продолжить работу с установки параметров нового режима.

5. По окончании исследования из всех построенных графиков «мышкой» выбрать зачетные и с помощью печатающего устройства распечатать их на бланке.

Содержание отчета

Индивидуальный отчет о выполненной лабораторной работе должен содержать:

1. Исходные данные для расчета (из таблиц 1 и 2);

2. Заполненную таблицу 3;

3. Рассчитанные теоретически балансировочные кривые для трех значений исследуемого параметра;

4. Экспериментальные балансировочные кривые ;

5. Выводы по работе, включающие:

а) оценку продольной статической устойчивости самолета по скорости и перегрузке;

б) качественную оценку влияния рассматриваемых параметров (, ) и условий полета (Н) на расход руля в горизонтальном установившемся полете;

в) заключение о возможности балансировки самолета при полете с минимальной скоростью , соответствующей ;

г) заключение о характере управляемости самолета (нормальная или обратная) в процессе разгона.

Отчет по работе оформляется на специальном бланке. Первая страница бланка состоит из трех полей. На первом поле приводятся исходные данные с характеристиками самолета (см. таблицы 1 и 2), а также основные рабочие формулы.

На втором поле располагается таблица 3 с результатами теоретических расчетов балансировочных кривых.

Вторая страница бланка используется для построения экспериментальных балансировочных кривых , а также для выводов по работе.

Контрольные вопросы

1. Что такое балансировка самолета?

2. Что называется степенью продольной статической устойчивости самолета по перегрузке?

3. Что называется степенью продольной статической устойчивости самолета по скорости?

4. Как высота влияет на продольную балансировку самолета?

5. Как центровка влияет на продольную балансировку самолета?

6. Каково влияние скорости на продольную балансировку самолета?

7. Как аэродинамические характеристики влияют на продольную балансировку самолета?

8. Как изменение нагрузки на крыло влияет на продольную балансировку самолета?

Литература

Аэромеханика самолета /под ред. А.Ф. Бочкарева/ – М.: Машиностроение, 1977 или 1985.

Сурин В.П., Голобородько И.Л., Выскребенцев Л.И. Динамика и летные испытания самолета. – М.: МАИ 1982.

Таблица 1

Варианты заданий

Характеристики	Номер варианта
Н, км
	0,38	0,33	0,38	0,38	0,35	0,38	0,38	0,36	0,38
0,38	0,37	0,39
0,43	0,42	0,41

Таблица 2

Влияние сжимаемости воздуха

М	0,5	0,7	0,9	1,0	1,1	1,2	1,3	1,4
	-0,02	-0,02	-0,028	-0,034	-0,03	-0,03	-0,03	-0,03
	-0,0121	-0,0123	-0,0135	-0,0155	-0,015	-0,014	-0,013	-0,012
	0,53	0,515	0,53	0,63	0,7	0,7	0,7	0,7
	0,059	0,062	0,066	0,07	0,072	0,07	0,069	0,067
	0,01	0,01	0,01	0,01	0,0098	0,0095	0,009	0,0085
	0,02	0,02	0,022	0,035	0,043	0,047	0,049	0,05

Таблица 3

Результаты расчета балансировочных кривых

Исследуемый параметр
	0,5	0,7	0,9	1,0	1,1	1,2	1,3	1,4

Характеристики стандартной атмосферы
(значения параметров округлены)