Понятие об аэродинамическом расчете

Методы динамики полета позволяют дать рекомендации по технике пилотирования самолета, подобрать наивыгоднейшие режимы полета, рассчитать летно-технические характеристики(ЛТХ) самолета. Определение основных ЛТХ самолета принято называть аэродинамическим расчетом.
Н.Е. Жуковский предложил для определения ЛТХ метод тяг (метод Н.Е. Жуковского), основанный на сопоставлении потребной для полета тягиP_п срасполагаемой тягой P_pдвигателей, установленных на самолете (рис. 6.11). Кривая располагаемых тяг P_p определяется характеристиками двигателя. Кривая потребных тяг получается расчетом в диапазоне летных углов атаки для каждого угла атаки по алгоритму:

По результатам сравнения кривой потребных и располагаемых тяг определяется диапазон высот и скоростей полета, который способен реализовать проектируемый самолет (рис. 6.12).

Рис6.11. Кривые потребных и располaгаемых тяг.	Рис 6.12.Диапазон летных высот и скоростей.

Зона 1 реализуемых высот и скоростей полета самолета (область возможных полетов) ограничена минимально допустимыми 2 и максимально допустимыми 3 скоростями полета.
Граница 2 минимальной скорости полета V_min определится из уравнения горизонтального полетаY_a = G как

где:

	-	минимальная скорость полета, м/с;
	-	удельная нагрузка на крыло самолета с полетной массой mи площадью крылаS,Па
	-	плотность воздуха на высоте H, кг/м3
	-	Максимально допустимый в полете коэффициент подьемной силы самолета

Граница 3 максимальной скорости полетаV_maxопределится максимальной тягой двигателя из уравнения горизонтального полета X_a=P как

где:

	-	удельная тяговооруженность самолета с полетной массой m и тягой двигателяP
p	-	удельная нагрузка на крыло самолета, Па
	-	минимальный коэффициент лобового сопротивления при полете на данной высоте

Наивыгоднейшая скорость полетаV_нв (кривая 4 на рис. 6.12) соответствует максимальному аэродинамическому качеству самолета K_max и, следовательно, минимально потребной для полета тяговооруженности, посколькуP=1/K_a
Наивыгоднейшей скорости полета соответствует и максимальная скороподъемностьV_y,определяемая избытком тяги двигателя, которую можно использовать для набора высоты.
Пересечение границ 2 и 3 определит теоретический потолок самолета Н_т, на котором V_max =V_min, т. е. возможен полет с единственной скоростью, разгон самолета невозможен и, следовательно, V_y= 0.
Практический потолок самолета Н_п определяется высотой, на которой вертикальная скорость соответствует какой-либо заранее установленной величине, например V_y = 0,5 м/с.
Динамический потолок самолета - высота, которой достигает самолет в результате энергичного вертикального маневра (горки) после разгона до большой горизонтальной скорости, используя для набора высоты не только тягу двигателей, но и кинетическую энергию, накопленную при разгоне.
Полет в болтанку, когда на человека действуют значительные знакопеременные нагрузки, вызванные порывами ветра, заставляет ограничивать диапазон скоростей и высот полета. На рис. 6.12 граница 5 обусловлена переносимостью человеком перегрузок при полете в турбулентной атмосфере.
В первом приближении продолжительностьТ и дальностьLполета определятся как

;

где

В реальном полете ЛА совершают сложные, неустановившиеся движения, когда параметры движения изменяются во времени. Поэтому необходимо при проектировании рассматривать пространственные траектории ЛА при воздействии на него переменных во времени управляющих и возмущающих воздействий.
Естественно, что решение подобных задач требует применения значительно более сложного математического аппарата, чем тот, которым мы воспользовались при рассмотрении сил, действующих на самолет, и расчете его ЛТХ.