Кафедра кораблестроения и авиационной техники

Им. Р.Е. Алексеева

Факультет морской и авиационной техники

Кафедра кораблестроения и авиационной техники

ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА

Курсовое и дипломное проектирование

Часть 3

(Дипломное проектирование)

Инструкция и методические указания для студентов

по специальности 160201 «самолето- и вертолетостроение»

Н.Новгород, 2008

ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

3.	ДИПЛОМНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ. ТРЕБОВАНИЯ К РАЗДЕЛАМ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА
3.1	Предварительные изыскания
3.2	Выбор схемы самолета и типа двигателя
3.3	Расчет взлетного веса (массы) и выбор основных параметров самолета
3.4	Компоновка и центровка самолета
3.4.1	Аэродинамическая компоновка
3.4.2	Объемная компоновка и центровка самолета
3.4.3	Конструктивно-силовая компоновка
3.5	Определение основных аэродинамических характеристик самолета
3.6	Определение основных летно-технических характеристик самолета
3.6.1	Характеристики набора высоты
3.6.2	Характеристики горизонтального полета
3.6.3	Характеристики дальности полета
3.6.4	Характеристики взлета и посадки
3.6.5	Определение характеристик маневренности и продольной устойчивости
3.6.6	Определение зависимости степени продольной статической устойчивости от числа М полета
3.7	Разработка конструкции агрегата
3.8	Научно-исследовательский раздел (НИР)
3.9	Технологический раздел
3.10	Организационно-экономический раздел
3.11	Охрана труда и окружающей среды
3.12	Анализ результатов проектирования
	Рисунки и схемы по разделу 3

Список литературы 84
3. ДИПЛОМНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ

ТРЕБОВАНИЯ К РАЗДЕЛАМ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА

Дипломный проект, выполняемый на кафедре «Кораблестроение и авиационная техника», включает в себя проектные, конструкторские, исследовательские, технологические и другие разделы являющиеся более глубоким развитием темы заданной студенту при выполнении курсового проекта по дисциплине « Проектирование самолетов». Значительная часть выполненных в курсовом проекте разделов анализируется заново и с необходимыми изменениями, дополнениями и обоснованиями переносится в дипломный проект, при этом специфика дипломного проектирования обуславливает постановку четких требований к содержанию и выполнению каждого из этих разделов проекта. Требования к глубине проработки разделов учитывает реальность их выполнения в учебном процессе в установленные сроки. Дипломный проект является квалификационной работой и первым шагом студента в самостоятельной работе в качестве инженера-механика по самолетостроению. Дипломный проект включает в себя следующие обязательные разделы:

3.1. Предварительные изыскания.

3.2. Выбор схемы самолета и двигателя.

3.3. Расчет взлетного веса (массы) и выбор основных параметров самолета.

3.4. Компоновка и центровка самолета.

3.5.Определение основных аэродинамических характеристик самолета.

3.6. Определение основных летно-технических характеристик самолета.

3.7. Разработка конструкции агрегата.

3.8. Научно-исследовательский раздел.

3.9. Технологический раздел.

10. Организационно-экономический раздел.

11. Охрана труда и окружающей среды.

12. Анализ результатов проектирования.

Предварительные изыскания

Назначением этого раздела является подготовка исходного материала для самостоятельной работы студента над дипломным проектом.

Выполнение проекта должно начинаться с анализа рекомендуемой литературы (учебники, курсы лекций, учебные и методические пособия, информация ЦАГИ и ВИНИТИ) и изучения основных ТТТ, предъявляемых к самолетам данного типа.

В целях наименьшей затраты времени при выполнении дипломного проекта студент должен придерживаться следующей последовательности:

1.Описать основные задачи, для решения которых предназначены самолеты данного типа.

2. Выбрать из существующих отечественных и зарубежных самолетов данного типа два - три самолета, наиболее близких по своим ЛТХ к проектируемому самолету, которые в дальнейшем будут рассматриваться как самолеты-прототипы.

Для этих самолетов проанализировать схемы и чертежи конструкции и указать следующие основные ЛТХ:

-характерные скорости, высоты и дальности полетов;

-взлетно-посадочные характеристики (скорости, дистанции, потребная длина ВПП или класс аэродрома);

-нормальный (расчетный) и максимальный взлетный вес (масса) самолета;

-нормальный и максимальный вес (масса) и состав целевой нагрузки;

-состав, количество и (вес-масса) экипажа;

-вес (масса) топлива во внутренних баках (с указанием размещения баков на самолете);

-вес (масса) топлива в подвесных баках (если таковые предусмотрены);

-стартовая удельная нагрузка на крыло;

-стартовая тяговооруженность самолета (с форсажем и без форсажа).

3. На основе статистических данных (по характеристикам самолетов-прототипов и рекомендуемой литературе) составить перечень вероятных значений характеристик проектируемого самолета, необходимых для дальнейшей работы над дипломным проектом. Именно этот материал должен быть использован студентом в тех случаях, когда для разработки других разделов дипломного проекта необходимы те или иные характеристики самолета, а их определение не предусмотрено (из-за лимита времени). В этом перечне должны быть приведены следующие параметры и характеристики проектируемого самолета:

Весовые (массовые) параметры:

-относительный вес(масса) конструкции ( _К);

-относительный вес (масса) силовой установки ( _{.с у});

-относительный вес(масса) оборудования и управления ( _об.упр )

- относительный вес (масса) топлива ( _Т).

В дипломном проекте можно использовать следующие статистические значения указанных весовых (массовых) параметров. Значения параметров для современных дозвуковых пассажирских самолетов (ДПС) и военно-транспортных самолетов (ВТС) в зависимости от расчетной дальности L полета представлены в таблице 3.1. В данном разделе методических указаний, при определении весовых (массовых) характеристик проектируемого самолета, используются составляющие элементы «уравнения существования самолета» _К , _{.с у , об.упр.}, _Т представленные в виде веса ,что не меняет физическую сущность, но приведенные формулы их определения имеют повышенную точность в отличие от приведенных формул в литературе [1]. При выполнении весового расчета допускается применение как весовых, так и массовых выражений.

Таблица 3.1

Таблица 3.2

Рис. 3.1

Эскиз общего вида самолета

Для выбранного двигателя указать:

- тип двигателя [1, с. 112];

- степеньдвухконтурности;

- стартовый удельный расходтоплива (с форсажем и без форсажа);

- удельный расход топлива в крейсерском полете;

- удельный вес двигателя.

3.3. Расчет взлетного веса (массы) и выбор основных параметров самолета

Определение взлетного веса (массы) и окончательный выбор основных параметров проектируемого самолета является сложным итерационным процессом.

В дипломном проекте от студента требуется определить взлетный вес самолета лишь в двух приближениях (итерациях) и выбрать только главные параметры и размеры самолета без их оптимизации (кроме тех случаев, когда выбор того или иного параметра является темой НИР дипломного проекта).

Последовательность определения параметров самолета в процессе проектирования диктуется их взаимозависимостью, поэтому рекомендуется следующий порядок выполнения раздела:

1. Из уравнения существования самолетаопределяется взлетный вес в первом приближении (G_0I) (см., например, [1, с. 129]), при этом относительные веса конструкции, силовой установки, топлива, оборудования (и управления) берутся по статистике (см. перечень статистических значений характеристик проектируемого самолета в разделе 3.1 дипломного проекта), а нормальный (расчетный) вес целевой нагрузки - из задания на дипломный проект.

2. Определяется необходимыйотносительный вес топлива ( _T) для заданной дальности полета:

_T = ,

где е = 2,72; L_кp = (0,9...0,95) L - дальность крейсерского полета, км;

Ср_кр - удельный расход топлива в крейсерском полете, кг/кг×ч (см. раздел 3.2); К_кр - аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (см. раздел 1); Vкр - заданная крейсерская скорость, км/ч;
k_Т - статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета:

k_Т = 0,22 ... 0,18 для L £ 3500 км;

k_Т = 0,19 ... 0,15 для L = 5000 ... 7500 км;

k_Т = 0,17 ... 0,13 для L ³ 8500 км.

Относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской высоты (и скорости) полета:

_т.н.в. = ,

где Н_кр и V_{к p} – крейсерские высота и скорость, м и м/с соответственно;

g = 9,81 м/с²; _о - стартовая тяговооруженность самолета (принимается по самолетам-прототипам).

3. Определяется величина стартовой удельной нагрузкиr_о на крыло (см., например, [1, с. 87]) из следующих условий:

- посадки (или взлета) самолета;

- крейсерского полета;

- заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величину r_о для этого случая принять по самолетам-прототипам.

Для проектируемого самолета принимается минимальная из найденных величин стартовая удельная нагрузка на крыло (сравнить с самолетами-прототипами).

4. По нормальному (не максимальному) стартовому весу самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло определяется площадь крыла.

5. Определяетсястартовая тяговооруженность самолета ( _о) (см., например, [1, с. 89]) из следующих условий:

- взлета при одном отказавшем двигателе (для пассажирских и других неманевренных самолетов);

- обеспечения горизонтального полета на высотах, характерных для данного типа самолетов;

- обеспечения заданной длины разбега:

_о = 1,05 ,

где l_разб £ 0,75 l_впп; f_разб - коэффициент трения при разбеге ;

К_отр - аэродинамическое качество самолета в момент отрыва;

- обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величину _о для этого случая принять по самолетам-прототипам.

Для проектируемого самолета принимается максимальная из найденных величин стартовая тяговооруженность (сравнить с самолетами-прототипами).

6. Понормальному стартовому весу самолета и стартовой тяговооруженности определяется необходимая суммарная стартовая тяга двигателей и тяга одного двигателя (если стартовая тяга двигателя будет значительно превышать тягу современных двигателей данного типа, необходимо увеличить количество двигателей на проектируемом самолете).

7. Определяетсяпараметр (относительный вес силовой установки).

Для современных ДПС и ВТС

_с.у = (0,124 + γ_дв.) _о ,

где γ_дв = G_дв /Р_о - удельный вес двигателя (см. раздел 3.2).

Для современных истребителей см. [1, с. 272].

Для других типов самолетов см., например, [1, с. 146].

8. Определитсяпараметр _K (относительный вес конструкции).

Параметр _K определяется как сумма

_К = _кр + _Ф + _оп + _Ш

где _кр = G _кр /G_о - относительный вес конструкции крыла;

_Ф, _оп, _Ш - относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.

Для современных ДПС и ВТС:

_кр = ,

где n_p – принятая расчетная перегрузка (см. раздел 3.1); l, _о, _К, χ, h – принятые геометрические параметры крыла (см.раздел 3.1); j = 0,92– 0,5 _Т – 0,1k_дв - коэффициент, учитывающий разгрузку крыла изгибающими моментами от грузов в (на) крыле; _Т - относительный вес топлива; k_дв = 1 - двигатели установлены на крыле; k_дв = 0 - двигатели на фюзеляже; G₀ = G_0I, кг; r₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м²; k₁…k₃ - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,96 ... 1,05 - коэффициент, учитывающий ресурс крыла;

k₂ = 1,2 - крыло с одно (двух) щелевыми закрылками и интерцепторами;

k₂ = 1,5 - крыло с предкрылками, трехщелевыми закрылками и

интерцепторами;

k₃ = 1,05 - баки имеют внутришовную герметизацию;

k₃ = 1,1 - баки имеют поверхностную герметизацию.

Для современных ДПС и ВТС _кр = 0,08 ... 0,12.

Относительный вес конструкции крыла длясовременных истребителей

_кр = ,

где n_p - принятая расчетная перегрузка (см. раздел 1); j = 0,92 - 0,1 _Т - коэффициент разгрузки крыла (топливо, ракеты, ...); k_t- коэффициент, учитывающий кинетический нагрев крыла:

Мкр	~2	~2,5	~3,0
kt	1,03	1,08	1,2

l, _о -удлинение крыла и относительная толщина профиля (см. раздел 3.1); S - площадь крыла, м²; k₁...k₄, - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,9 - интегральная форма сопряжения крыла с фюзеляжем (например, истребитель F-16);

k₁ = 1 - обычное сочленение;

k₂ = 0,55 - на самолете установлены два двигателя и l £ 4;

k₂ = 1 - один двигатель и l £ 4;

k₃ = 1 - «нормальная» схема самолета и схема «утка»;

k₃ = 1,25 - схема «бесхвостка»;

k₄ = 1 - крыло с неизменяемой в полете стреловидностью;

k₄ = 1,5 - крыло с χ = Var;

r_о - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м².

Для современных истребителей _кр = 0,06 ... 0,10.

Для других типов самолетов параметр _кр см., например, [1, с. 131].

Таблица 3.3

Таблица 3.4

Центровочная ведомость

№ п/п	Агрегат, система, груз	Gi, даН	Х i, м	Gi Хi , даН м
	I. Конструкция
	Крыло
	Фюзеляж
	Горизонтальное оперение
	Вертикальное оперение
	Передняя стойка шасси
	Главные стойки шасси
	II. Силовая установка
7а	Двигатели (с мотогондолами) средние
7б	Двигатели (с мотогондолами) крайние
7в	Другие составляющие С.У.
	III.Оборудование и управление
8а	Оборудование в носовом отсеке
8б	Оборудование в среднем отсеке
…
	IV. Снаряжение
9а	Экипаж (включая стюардесс)
9б	Специальное оборудование
	Пустой снаряженный самолет
	V. Топливо
10а	В крыле
10б	В центроплане
10в	В фюзеляже
…	VI. Целевая нагрузка
11а	Целевая нагрузка в переднем отсеке
11б	Целевая нагрузка в среднем отсеке
11в	Целевая нагрузка в заднем отсеке
…
	Сумма	S Gi		S GiХi

5. Определить (в дополнение к пункту 3) веса всех частей самолета, входящих в центровочную ведомость и внести их в таблицу. Сумма весов должна равняться взлетному весу самолета, подсчитанному во втором приближении.

6. На масштабном эскизе определить положения ц.т. всех частей самолета.

Положения ц.т. частей планера можно принимать:

- для крыла ……………….. (0,40 … 0,45) САХ;

- для фюзеляжа…………… (0,50 … 0,60) ι_ф;

- для оперения……….......... 0,5 САХ_оп;

- для шасси … принимать на уровне верхнего края колес (при стоянке).

Положения ц.т. топливных баков и ц.т. целевой нагрузки обусловливаются размерами и конфигурацией соответствующих отсеков, салонов, подвесок и т.д.

Положения ц.т. остальных частей, вошедших в центровочную ведомость самолета, принимать приблизительно.

7. Выполнить центровочную схему. Центровочная схема представляет собой боковую проекцию самолета, над которой указана САХ. На схеме изображаются принятая система координат, контуры и положения ц.т. частей самолета, включенных в центровочную ведомость (контуры топливных баков выделить штриховкой или желтым карандашом). Координаты ц.т. частей самолета на центровочной схеме указываются в соответствии с их порядковым номером в центровочной ведомости (х₁, х₂, … , х_10а , х_10би т.д.) а их численные значения заносятся в таблицу.

Рис. 3.2 Центровочная схема

Центровочная схема выполняется на миллиметровой бумаге в масштабе, удобном для расчета центровки (форматом не менее 420x297), подписывается студентом и руководителем дипломного проекта и включается в пояснительную записку.

Пример оформления центровочной схемы показан на рисунке 3.2.

8. Определить диапазон потребных предельно задних и предельно передних центровок для самолетов данного типа. Предельно задняя центровка самолета должна обеспечивать равенство:

Положение фокуса самолета на дозвуковых скоростях полета см. раздел 3.5.1.

Степень продольной статической устойчивости на дозвуковых скоростях в дипломном проекте можно принимать:

= - (0,20 … 0,24) — пассажирские самолеты с двигателями на хвостовой части фюзеляжа;

= - (0,12 … 0,16) — пассажирские и транспортные самолеты с двигателями на крыле;

= - (0,04 … 0,07) — сверхзвуковые неманевренные самолеты;

= - (0,02¸0,05) — маневренные самолеты.

Для маневренных самолетов, неустойчивых при М<I :

= + (0,02 … 0,05) — нормальная схема и «бесхвостка»;

= + (0,05 … 0,10) — схема «триплан»;

= + (0,10 … 0,20) — схема «утка» с крылом прямой

стреловидности;

= + (0,15 … 0,30) — схема «утка» с крылом обратной

стреловидности.

Предельно передняя центровкадолжна обеспечивать возможность балансировки самолета на взлете или посадке при отклоненной механизации крыла.

В дипломном проекте можно принимать:

где = 0,03 — маневренные самолеты; = 0,15 — неманевренные самолеты.

Подробнее взаимная оптимизация допустимого диапазона центровок и размеров ГО исходя из обеспечения устойчивости и балансировки самолета описывается в методических рекомендациях (см. [ 2]).

9. Выполнить расчет центровки самолета (определить эксплуатационные положения ц.т. самолета для случаев загрузки, характерных для данного типа самолетов).

Допустимый минимум расчетных случаев следующий:

- полностью загруженный самолет (взлетный вес);

- пустой снаряженный самолет (без целевой нагрузки и топлива);

- предельный посадочный случай (целевая загрузка на борту; топлива нет);

- перегоночный случай (полный запас топлива; целевая нагрузка отсутствует).

В дипломном проекте положение ц.т. самолета определяется только по оси ОХ (по оси ОY — принимается приблизительно). Координата ц.т. самолета будет, очевидно, равна:

х_цт = ,

а значение центровки (относительно носка САХ) определится по следующей формуле:

,

где Х_А - расстояние от начала координат (носка фюзеляжа) до носка b_А.

Из указанных выше расчетных случаев выбрать наиболее заднее и наиболее переднее эксплуатационное положение ц.т. самолёта; если они попадают в диапазон потребных центровок (см. пункт 8), то их и принять за и проектируемого самолета.

Если же и не попадают в диапазон потребных центровок, то студент должен провести коррекцию компоновки самолета, т.е. передвинуть наиболее тяжелые грузы, топливо и т.д., либо передвинуть крыло относительно фюзеляжа (наиболее радикальный метод коррекции), достигнув таким образом выполнения требований центровки самолета.

10. Внести необходимые исправления в центровочную ведомость (если выполнялась коррекция компоновки) и окончательно доработать чертеж общего вида самолета (центровочную схему разрешается не исправлять).

ПОПЕРЕЧНЫЕ СЕЧЕНИЯ

Поперечные сечения дополняют боковую и плановую проекции самолета на чертеже, поясняя объемную и конструктивно-силовую компоновки наиболее важных его частей и отсеков.

Масштаб поперечных сечений должен обеспечивать достаточно четкое изображение основных силовых элементов конструкции и особенностей компоновки в данном сечении самолета. Располагать поперечные сечения на чертеже необходимо вблизи соответствующих мест боковой и плановой проекций самолета. Обозначаются сечения (и секущие плоскости) заглавными буквами (А-А, Б-Б и т.д.) шрифтом 10 или 14 (см. рисунки 2.9 … 2.14).

Типовыми являются следующие сечения:

1. Сечения крыла (не менее двух сечений):

- по органам механизации (рисунок 2.26);

- по органам управления (рисунок 2.27);

- по месту установки гондолы двигателя (рисунок 2.28).

В сечениях крыла необходимо показать форму аэродинамического профиля крыла, продольный и поперечный силовые наборы, крепление гондолы двигателя, топливный отсек (если имеется), органы механизации и управления. Органы механизации и управления показывают в нейтральном (крейсерском) положения (сплошными линиями), при взлете и при посадке (осями и условным контуром с обозначением углов отклонения).

2. Сечения фюзеляжа (не менее пяти сечений):

- по кабине экипажа (см., например,[ l, с. 216] и рисунок 2.29);

- по отсеку носовой стойки шасси (рисунки 2.30, 2.31); (если сечения по кабине и носовой стойки совпадают - дать совмещенное сечение, см. рисунки 2.32, 2.33);

- типовое сечение отсека целевой нагрузки (рисунок 2.34);

- по усиленному шпангоуту крепления крыла или центроплана (рисунок 2.35);

- по отсеку главных стоек шасси (рисунки 2.36, 2.37, 2.38);

- по топливному отсеку (во всех сечениях крыла и фюзеляжа топливо выделять легкой штриховкой или желтым карандашом, см., например, рисунки 2.26 и 2.28);

- по усиленному шпангоуту крепления двигателей;

- по усиленному шпангоуту (раме) крепления оперения (рисунок 2.39), а также в других местах, характерных для данного самолета (рисунок 2.40).

В целях уменьшения трудоемкости выполнения чертежа допускаются ступенчатые (совмещенные) сечения, позволяющие одновременно показать компоновку смежных отсеков, например, кабины экипажа и отсека носовой стойки шасси; крепления главной стойки шасси и отсека целевой нагрузки (рисунок 2.41); крепление крыла и крепление двигателя (рисунок 2.42); два усиленных шпангоута крепления двигательной гондолы (рисунок 2.43) и т.д.

Допускается изображение половины сечения симметричных отсеков с указанием штрихпунктирной линией плоскости симметрии (рисунки 2.44, 2.45).

В сечениях крыла и фюзеляжа не следует показывать целевую нагрузку на внешней подвеске (показывать только пилоны).

Форму и размеры сечений силовых элементов конструкции принимать приближенно по самолету-прототипу.

Скорость отрыва

где р_о выражается в кг/м², С_{у отр} - см. раздел 3.1.

Длина разбега

где V_oтр - выражается в м/с; f_разб, К_отр - см. раздел 3.1.

Длина взлетной дистанции

где

На основании расчета длины взлетной дистанции определяется потребная для взлета длина ВПП

По длине ВПП уточнить класс аэродрома базирования.

Для посадки определяются следующие характеристики:

Вес самолета при посадке.

Расчетный посадочный вес (масса) самолета это наибольший вес, соответствующий требованиям прочности конструкции при эксплуатационных посадках, устанавливаемый проектировщиком (изготовителем). Максимальный посадочный вес это наибольший вес, допускаемый требованиями норм летной годности (АП), при котором допускается производить посадки (кроме вынужденных), может превышать расчетный посадочный вес.

2. Посадочная скорость (для этого веса):

где G_пос подставляют в кг; G_{у пос} – см. раздел 3.1.

3. Длина пробега:

где ¦_проб – коэффициент трения при пробеге (см. раздел 3.1);

К_пос – аэродинамическое качество самолета при посадке.

4. Посадочная дистанция (для всех типов самолетов - условно определять от Н = 15 м):

где

Скорость захода на посадку можно принимать как:

5. Потребная для посадки длина ВПП (см., например,[1, с. 80]).

За необходимую для проектируемого самолета l_впп принимается большая из определенных дистанций для взлета и посадки.

Выполнив раздел, студент обязансделать (в главе 3.6 пояснительной записки) краткие выводы о соответствии ЛТХ проектируемого самолета требованиям задания.

И продольной управляемости

В дипломном проекте студент определяет лишь основные (некоторые) характеристики самолета.

Исходными данными для выполнения необходимых расчетов являются :

- удельная избыточная мощность (значения см. раздел 3.6;

- положение фокуса самолета на дозвуковых скоростях ( см. раздел 3.4.1);

- положение ц.т. полностью загруженного самолета ( _т - см. раздел 3.4.2).

Используя исходный материал, студент должен определить характеристики самолета в следующей последовательности:

1. Определение время разгона самолета (если двигатель с форсажем, то - на полном форсаже) от до на трех характерных высотах: ;

Данный параметр определяется для боевых, учебно-тренировочных и и спортивных самолетов.

Диапазон скоростей на каждой высоте необходимо разбить на 2-3 участка (см. зависимости

Время разгона от скорости в данном случае определяется как:

где подставляют в м/с.

Полное время t_p разгона от обозначить также на диаграмме "Область возможных полетов" самолета (в пояснительной записке и на плакате, см. разд. 3.6.3, рис. 2.5).

2. Определить зависимость отклонений (расходов) органа продольного управления на единицу нормальной перегрузки от скорости (числа М) полета для тех же высот, что и в п. I (в пределах области возможных полетов самолета):

град./ед. перегр.,

где для самолетов с ЦПГО;

для самолетов с рулем высоты.

В дипломном проекте значения величин и можно принимать по графику (см. [I, с. 4621]).

На графических зависимостях указать ограничения по принятых в проекте.

3. Определить зависимость располагаемой нормальной перегрузки
от скорости (числа М) полета для тех же условий, что и в пункте 2:

В данном случае к упомянутым в пункте 3 ограничениям добавляется еще ограничение по перегрузке ( ), принятое в дипломном проекте.

На больших высотах величина существенно ограничивается еще и эффективностью органа продольного управления, однако в целях упрощения это ограничение в дипломном проекте не рассматривается.

На рисунке 2.56 показан пример изображения зависимости = f(M).