Алфавитный указатель

Аэродинамический расчёт

аэродинамический расчёт — расчёт движения летательного аппарата как материальной точки в предположении, что выполняется условие равновесия моментов. Основная задача А. р. — расчёт летно-технических характеристик летательного аппарата. Термин введён Н. Е. Жуковским, им же предложен метод тяг — основной метод А. р. Видоизменениями метода тяг являются метод мощностей и метод оборотов, позволившие упростить А. р. самолётов с поршневыми двигателями и сопоставление результатов расчёта с данными лётных испытаний. Первоначально под А. р. понимали расчёт установившихся или квазиустановившихся режимов полёта, при анализе которых инерционными силами можно пренебречь. В дальнейшем в это понятие включили также расчёт неустановившихся режимов полёта.

В методе тяг сопоставляются тяга, потребная для прямолинейного полёта со скоростью V (потребная тяга Pп), и тяга, развиваемая движителем (располагаемая тяга Pp). Границам режимов установившегося полёта соответствует равенство потребной и располагаемой тяг. Если нет других ограничений, то точки V1 и V2 определяют минимальную скорость и максимальную скорость для рассматриваемой высоты полёта. Определив V1 и V2 для ряда высот, можно построить границу области возможных установившихся -режимов полёта в плоскости скорость — высота (сплошная линия на рис. 2). Для этого необходимо знать поляру летательного аппарата и эффективные высотно-скоростные характеристики двигателя. Для дозвуковых самолетов на каждой высоте имеется один диапазон скоростей, Для сверхзвуковых самолётов на больших высотах может существовать два диапазона возможных скоростей (два максимума на рис. 2) — в дозвуковых и сверхзвуковых областях. Следует, однако, иметь в виду, что область возможных режимов полёта может быть ограничена также и другими условиями (линии со штрихами на рис. 2), например, условиями обеспечения устойчивости и управляемости, прочности, аэроупругости. В диапазоне скоростей от минимальной до максимальной для данной высоте полёта Pp > Рп. Избыток тяги ∆P  =  Ррп может быть использован для набора высоты или разгона летательного аппарата. Максимальный угол набора высоты Jmax без потери скорости достигается при скорости полёта, соответствующих максимальному избытку тяги на рассматриваемой высоте. В плоскости скорость — высота эти точки образуют линию максимальных углов набора высоты. Поскольку вертикальная скорость (скорость набора высоты) VyVsinJ, максимальная скороподъёмность (минимальное время набора заданной высоты) достигается при скорости, большей, чем скорость максимального угла набора высоты, и соответствующая линия на рис. 2 находится правее линии Jmax.

В некоторых случаях удобнее пользоваться безразмерными коэффициент (см. Аэродинамические коэффициенты). Поскольку потребная тяга для установившегося горизонтального полёта равна силе сопротивления аэродинамического летательного аппарата, то в этом случае cp = cx, где cp — коэффициент тяги, cx — коэффициент сопротивления. Зная поляру летательного аппарата, можно определить коэффициент подъёмной силы cy уст в установившемся полёте и перегрузку установившегося манёвра ny уст =  сy уст/cy г. п., где cy г п — коэффициент подъемной силы в горизонтальном полёте (в установившемся горизонтальном полёте подъёмная сила равна весу G летательного аппарата, то есть y г. п. =  G/(qS)

где qскоростной напор, S — площадь, обычно площадь крыла). Далее могут быть рассчитаны радиус установившегося разворота и время разворота на заданный угол.

В процессе А. р. определяются также интегральные характеристики: время разгона tразг от начальной скорости Vн до конечной Vк и время tнаб набора высоты от hн до hк.

Для расчёта дальности и времени полета, кроме поляры летательного аппарата и высотно-скоростных характеристик двигателя, должна быть известна дроссельная характеристика двигателя. Для каждой точки области режимов полёта могут быть рассчитаны километровый и часовой расходы топлива, которые зависят также от текущей массы летательного аппарата. Для расчёта дальности L полёта с постоянной скоростью и постоянным значением cy в изотермической атмосфере (на высоте 11000—20000 м) используется формула Л. Бреге: L = Bln(m1/m2); коэффициент Бреге B = KV/C является функцией скорости и коэффициент подъёмной силы (здесь K — аэродинамическое качество, С — удельный расход топлива, m1 и m2 — масса летательного аппарата в начале и конце рассчитываемого участка полёта).

В А. р. входит также оценка взлётно-посадочных характеристик: скорости отрыва, посадочной скорости, длин разбега и пробега, дистанций взлета и посадки, сбалансированной длины взлётно-посадочной полоса. Для этого должны быть заданы аэродинамические характеристики во взлётной и посадочной конфигурациях летательного аппарата, характеристики силовой установки в этих режимах, в том числе в режиме реверса тяги на посадке, а также характеристики движения по полосе — коэффициент трения при разбеге и в режиме торможения при пробеге. А. р. может проводиться для атмосферных условий, описываемых стандартной атмосферой, или для специальных расчётных атмосферных условий, при которых температура, плотность, давление и влажность воздуха отличаются от стандартных.

Автоматизация А. р. на базе электронно-вычислительных машин позволяет широко использовать интегрирование точных уравнений движения центра масс летательного аппарата и математические методы оптимизации для формирования траекторий и программ управления. Разнообразие задач А. р. и большой объём исходных данных определяют необходимость системной организации. Автоматизированные системы А. р. включают пакет прикладных программ, в которых реализованы алгоритмы А. р., архив с системой подготовки и контроля исходных данных, систему документирования результатов расчёта и диалоговую систему управления вычислительным процессом с графической визуализацией результатов. Такие системы информационно объединяются с расчётными и экспериментальными системами определения аэродинамических сил и характеристик силовой установки и являются частью системы автоматизированного проектирования летательных аппаратов.

Лит.: Жуковский Н. Е., Теоретические основы воздухоплавания. Курс лекций, М., 1911; Остославский И. В., Аэродинамика самолета, М., 1957.

Энциклопедия авиации