2.2.2. Расчет характеристик продольной статической устойчивости самолета.
Характеристики рассчитаны в диапазоне чисел М горизонтального полета. Расчетные высоты выбирают в соответствии с методическими указаниями на дипломное проектирование: H1=500 м, H2=9000 м, H3=15000 м.
В дальнейших расчетах конфигурация самолета - полетная (шасси, предкрылки и закрылки убраны).
В соответствии с заданием на дипломный проект определены:
степень статической устойчивости по перегрузке
;нейтральная центровка (точка нейтральности по перегрузке)
;
Указанные характеристики рассчитываются по следующим формулам:
; 
.
Результаты расчета представлены в таблице 2.10и на рис.2.21. и 2.22.
Таблица.2.10
|
|||||||
H=500м |
М |
q |
X(М) |
n |
|
Хпз |
Хпп |
ρ |
0,3 |
6000,9 |
0,293 |
-0,060 |
0,35 |
0,365 |
0,215 |
1,167 |
0,5 |
16669,2 |
0,293 |
-0,059 |
0,35 |
0,365 |
0,215 |
338 |
0,7 |
32671,6 |
0,327 |
-0,095 |
0,38 |
0,365 |
0,215 |
μ |
0,9 |
54008,2 |
0,407 |
-0,173 |
0,46 |
0,365 |
0,215 |
129,1 |
1 |
66676,8 |
0,464 |
-0,232 |
0,52 |
0,365 |
0,215 |
|
1,1 |
80678,9 |
0,480 |
-0,252 |
0,54 |
0,365 |
0,215 |
|
|
|
|
|
|
|
|
H=9000м |
М |
q |
X(М) |
n |
|
Хпз |
Хпп |
ρ |
0,7 |
10575,1 |
0,327 |
-0,096 |
0,38 |
0,365 |
0,215 |
0,4671 |
0,9 |
17481,3 |
0,407 |
-0,174 |
0,46 |
0,365 |
0,215 |
304 |
1 |
21581,9 |
0,464 |
-0,232 |
0,52 |
0,365 |
0,215 |
μ |
1,1 |
26114,1 |
0,480 |
-0,253 |
0,54 |
0,365 |
0,215 |
322,65 |
1,3 |
36473,4 |
0,472 |
-0,238 |
0,53 |
0,365 |
0,215 |
|
1,5 |
48559,3 |
0,467 |
-0,229 |
0,52 |
0,365 |
0,215 |
|
1,7 |
62371,7 |
0,461 |
-0,221 |
0,51 |
0,365 |
0,215 |
|
2 |
86327,6 |
0,456 |
-0,214 |
0,50 |
0,365 |
0,215 |
|
2,5 |
134886,9 |
0,445 |
-0,201 |
0,49 |
0,365 |
0,215 |
|
|
|
|
|
|
|
|
H=15000м |
М |
q |
X(М) |
n |
|
Хпз |
Хпп |
ρ |
0,7 |
4153,9 |
0,327 |
-0,047 |
0,34 |
0,365 |
0,215 |
0,19476 |
0,9 |
6866,7 |
0,407 |
-0,127 |
0,42 |
0,365 |
0,215 |
295,05 |
1 |
8477,4 |
0,464 |
-0,184 |
0,47 |
0,365 |
0,215 |
μ |
1,1 |
10257,6 |
0,480 |
-0,200 |
0,49 |
0,365 |
0,215 |
773,25 |
1,3 |
14326,8 |
0,472 |
-0,191 |
0,48 |
0,365 |
0,215 |
|
1,5 |
19074,1 |
0,467 |
-0,186 |
0,48 |
0,365 |
0,215 |
|
1,7 |
24499,6 |
0,461 |
-0,179 |
0,47 |
0,365 |
0,215 |
|
2 |
33909,5 |
0,456 |
-0,174 |
0,46 |
0,365 |
0,215 |
|
2,5 |
52983,5 |
0,445 |
-0,163 |
0,45 |
0,365 |
0,215 |
На рис. 2.22 представлена зависимость от М полета ХF,Хн, Хпп, Хпз
ВЫВОДЫ: 1) Спроектированный самолет статически устойчив в рассмотренном диапазоне высот и скоростей горизонтального полета.
2) Характеристики статической устойчивости соответствует требованиям, предъявляемым требованиям самолетам данного класса.