Алгоритмизация расчета проектных параметров самолетов

• Автор: Камалетдинов, Наиль Надырович
• Шифр специальности: 05.07.02
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2011
• Место защиты: Казань
• Количество страниц: 138 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. СОЗДАНИЕ ПРОГРАММ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВОЧНОГО РАСЧЕТА ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК (ЛТХ) САМОЛЕТА
1.1 Алгоритм формирования пространственной траектории движения в векторной форме. Уравнения собственного поступательного движения.
1.2 Алгоритмизация расчета зависимостей тяги движителей летательных аппаратов от скорости и высоты полета. Алгоритм расчета ЛТХ
1.3 Алгоритм формирования цифрового справочника летных характеристик самолета с винтовым движителем
ГЛАВА 2. СОЗДАНИЕ ПРОГРАММ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВОЧНОГО РАСЧЕТА УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ НА ВСЕХ РЕЖИМАХ ПОЛЕТА, ВКЛЮЧАЯ РЕЖИМЫ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
2.1 Уравнения собственного вращательного движения. Моменты сил
2.2 Структура продольного движения самолета
2.3 Боковая устойчивость и управляемость самолета. 9]
2.4 Алгоритмы автоматизированного проектировочного расчета параметров устойчивости и управляемости самолета. ]
2.5 Особенности ооеспечения продольной устойчивости неманевренного самолета с цельноповоротными крыльями
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ВВЕДЕНИЕ
Современная маневренная авиация, продолжая непрерывно развиваться, осваивает новые диапазоны скоростей, высот и углов атаки полета. Интенсивное развитие современных маневренных самолетов происходит в основном по пути расширения маневренных характеристик, повышения эффективности и безопасности полетов, дальнейшей автоматизации систем управления.
Характерной чертой современной авиации стало большое многообразие
конструктивных схем. Классическая традиционная схема самолета с хвостовым
оперением все более утрачивает свое доминирующее положение. В настоящее
время успешно эксплуатируются самолеты, выполненные по схеме
«бесхвостка», «тандем», самолеты с передним горизонтальным оперением.
Несмотря на то, что эти самолеты не уступают по своим летным и пилотажным
качествам самолетам нормальной схемы, им присущи определенные различия
динамике и управляемости, связанные как с самой схемой, так и с условиями полета.
Так коренное изменение внешних форм самолета усилило зависимость многих его аэродинамических характеристик от угла атаки, а также взаимосвязь между продольным и боковым движением самолета, в частности, зависимость продольной устойчивости от расположения стабилизатора по высоте.
В свяэи с расширением диапазона режимов полета, функциональных обязанностей летчика и дефицитом времени для принятия им решения, возникают весьма сложные проблемы обеспечения особо жестких требований к безопасности полета, характеристикам устойчивости и управляемости самолета, созданию комфортных условий летчику. Эти обстоятельства существенно расширяют круг задач классической динамики полета, требуют применения современного математического аппарата и современной вычислительной техники.
Однако опыт применения систем автоматизированного проектирования показывает, что важнейшие задачи начальных стадий разработки, относящиеся

к группе задач структурного синтеза, как правило, оказываются вне сферы действия САПР. Начальные этапы разработки, хотя и являются наиболее ответственными, остаются неохваченными средствами автоматизации.
В проектировочных расчетах летных характеристик самолетов используются приближенные формулы для определения длины разбега, набора высоты, времени крейсерского полета, снижения и выравнивания, пробега и т.д. [9, 10, 63]. Например, формула расчета дистанции разбега Ьразб имеет следующий вид [63]:
С- = С ФяС? - 3 / 2а -1 / 2Кк„)].
где ¥отр - скорость отрыва; р - коэффициент трения колес шасси; Р и Краз6 -среднее отношение тяги к весу самолета и среднее аэродинамическое качество при разбеге; g - ускорение свободного падения. Приведенная выше формула основана на усреднении ускорения разбега, рассчитанного в начале и в конце дистанции. Завышенные на 30 - 35% значения Ьразб , полученные по ней для сверхлегкого самолета не всегда могут быть приняты даже для первого приближения. Осредненные значения фигурируют во многих формулах расчета летных характеристик. Связано это с тем, что при выводе конечной формулы проще применять некоторые осредненные постоянные величины, нежели учитывать их изменение во времени. По этой же причине расчет маневренных характеристик на ранней стадии проектирования, как правило, не проводится, а подбор параметров управляющих поверхностей основан на статистических данных. Широкое использование численных методов на ранней стадии проектирования сдерживается сложностью анализа большого количества получаемых при этом данных, которые к тому же могут быть переменными во времени. Методы и расчетные формулы для расчета ЛТХ представлены в работах [6, 9, 10, 33, 35, 51, 63, 67, 71, 72, 73, 79, 83, 84, 89, 90]
В связи с этим актуальной является разработка таких численных алгоритмов расчета летных характеристик, которые давали бы в результате традиционные проектные параметры: потребную тягу, дистанцию разбега, пробега, время совершения маневра, максимальное значение скорости и т.п.

После этого уточним значения Суа и а = Ст/Сауа + ай, повторяя вычисления (1.37) до достижения сходимости. Здесь а,- угол атаки при нулевой подъемной силе.
По поляре самолета Сха = Сх0 + АСуа2 определим коэффициент Сха и
лобовое сопротивления Ха. Далее вычислим V:
V = (Рсо$а-Ха)1 т-gsmв, (1.38)
где со80 = д/1 - ег , Фтв = еУ2 определяются компонентами
1 і/г
единичного вектора . Потребную для осуществления маневра

мощность 1П вычислим из условия наименьшей разности рассчитанного по
СІ~ Г 1 СІХ
уравнению (1.38) значения V и траєкторного значения
Л2 V ж ’
определяемого по выражению (1.30). Это условие принимается в следующем виде
Р(Ж)
тіп. (1-39)
Интегрирование производим численно. Процесс уточнения ¥ аналогичен процессу (1.33). Алгоритм не изменится, если мощность ¥ будет зависеть от высоты полета Н, или вес самолета будет меняться в процессе выработки топлива.
Задав несколько значений АЬ, можно будет вычислить соответствующие им значения Т и Ш. Все значения ЛЬ, АН, Т, V/, У2, для которых вычисленное значение мощности не превышает максимального располагаемого IV < 1¥тах> являются осуществимыми для самолета с данными двигателем и винтом.
Рассмотрим аналогичный алгоритм на примере траектории полета в пространстве Аг ф 0, положив угол скольжения (3 = 0 и боковую силу 1а = 0. Уравнения поступательного движения центра масс примут вид: