Динамика полета (домашнее задание)
Описание файла
Файл "Динамика полета (домашнее задание)" внутри архива находится в папке "Динамика полета (домашнее задание)". Документ из архива "Динамика полета (домашнее задание)", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "динамика полёта" из 8 семестр, которые можно найти в файловом архиве МАИ. Не смотря на прямую связь этого архива с МАИ, его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе "курсовые/домашние работы", в предмете "динамика полёта" в общих файлах.
Онлайн просмотр документа "Динамика полета (домашнее задание)"
Текст из документа "Динамика полета (домашнее задание)"
Московский Авиационный Институт
(государственный технический университет)
Кафедра 301
«Динамика полета»
Домашняя работа на тему:
«Аэродинамика самолета Ту-134»
Выполнил:
студент гр. 03-305
Башашин С. В.
Проверил:
Елисеев В. Д.
Москва 2004г.
Содержание
Введение 3
Задание 4
Построение зависимости аэродинамического коэффициента силы лобового сопротивления от угла атаки 5
Построение зависимости аэродинамического коэффициента подъемной силы от угла атаки 6
Построение поляры самолета 7
Построение сетки потребных тяг 8
Построение возможного диапазона высот и скоростей горизонтального установившегося полета 11
Построение балансировочных кривых 14
Определение динамических коэффициентов 17
Выводы 21
Список используемой литературы 22
Введение
Динамика полета современных самолетов – это стройная, постоянно обновляющаяся научная дисциплина, позволяющая решать задачи анализа и исследования важнейших характеристик самолетов на всех этапах их создания, испытаний и эксплуатации.
Полет самолета с точки зрения механики является управляемым движением. Это означает, что при одних и тех же параметрах самолета и начальных условиях может быть реализовано бесконечное множество возможных траекторий полета в зависимости от управляющих воздействий летчика, программы управления автоматических средств управления, а также от внешних факторов, действующих на самолете в полете. Управляющие воздействия формируются целенаправленно для обеспечения самого полета и выполнения полетной задачи. Внешние факторы определяются условиями применения самолета, состоянием воздушной среды и т. п. и целенаправленному изменению не поддаются. До полета они, как правило, известны лишь приближенно, в среднем, и могут меняться как от полета к полету (например, при эксплуатации самолета в различных климатических зонах, погодных условиях и т. п.), так и в ходе одного полета (атмосферная турбулентность, колебания температуры воздуха и т. п.). В первом случае говорят обычно об изменении условий полета, во втором – о возмущающих воздействиях, возникающих в ходе полета.
При реальном управлении самолетом, как правило, управляющие воздействия в явном виде не задают, а формируют в полете исходя из условия получения требуемого, программного характера движения. Так, при полете по маршруту летчику задают высоту полета (эшелон), скорость (график полета) и курс. Летчик контролирует значения этих параметров движения по приборам и парирует их отклонения от заданных значений, выбирая для этого в каждый момент времени требуемые отклонения управляющих органов в соответствии со своими навыками пилотирования самолета. Ту же задачу может решать и автопилот при автоматическом управлении самолетом в соответствии с заложенным в него законом управления.
Задание
ba = 4,3 м - средняя аэродинамическая хорда
Sкр = 115 м2 - площадь крыла
l = 29 м - размах крыльев
L = 33 м - длина самолета
dф = 2,9 м - диаметр фюзеляжа
lг.о. = 14,14 м - длина горизонтального оперения
Sг.о. = 30,18 м2 - площадь горизонтального оперения
Sр.в. = 6,417 м2 - площадь рулей высоты
m = 45000 кг - масса самолета
Для построения сетки потребных тяг: 0 < < 15, = 0, 3, 6
Для ограничения допустимых режимов полета: Р0 = 100 кН при V = 0
P0 = 80 кН при V = 300 м/с
Для построения балансировочных кривых: mz(, в) = 0,0565
при в = 0 = 10 mz(, в) = 0,16
= 5,80 mz(, в) = 0
в = 0, 5, 10
Для определения динамических коэффициентов:
Таблица 1 Таблица 2
0 | СYа | СХа | Н [км] | а [м/с] | [кг/м3] | g [м/с2] | |
0 | -0.08 | 0,018 | 0 | 340,3 | 1,225 | 9,81 | |
1 | 0.01 | 0,018 | 1 | 336,6 | 1,11 | 9,81 | |
2 | 0.10 | 0,0185 | 2 | 332,5 | 1,01 | 9,8 | |
3 | 0.19 | 0,019 | 3 | 328,6 | 0,91 | 9,79 | |
4 | 0.28 | 0,0195 | 4 | 324,6 | 0,82 | 9,79 | |
5 | 0.37 | 0,0205 | 5 | 320,5 | 0,74 | 9,79 | |
6 | 0.46 | 0,025 | 6 | 316,4 | 0,66 | 9,79 | |
7 | 0.55 | 0,03 | 7 | 312,3 | 0,59 | 9,78 | |
8 | 0.64 | 0,036 | 8 | 308,1 | 0,526 | 9,78 | |
9 | 0.73 | 0,044 | 9 | 303,1 | 0,467 | 9,78 | |
10 | 0.82 | 0,055 | 10 | 299,5 | 0,414 | 9,77 | |
11 | 0.91 | 0,066 | 11 | 295,2 | 0,365 | 9,77 | |
12 | 1.00 | 0,077 | 12 | 295,2 | 0,312 | 9,77 | |
13 | 1.08 | 0,089 | 13 | 295,2 | 0,267 | 9,77 | |
14 | 1.15 | 0,101 | 14 | 295,2 | 0,228 | 9,77 | |
15 | 1.22 | 0,113 | 15 | 295,2 | 0,195 | 9,76 | |
16 | 1.27 | 0,126 | 16 | 295,2 | 0,167 | 9,76 | |
17 | 1.31 | 0,139 | 17 | 295,2 | 0,142 | 9,76 | |
18 | 1.33 | 0,152 | 18 | 295,2 | 0,122 | 9,76 | |
19 | 1.34 | 0,165 | 19 | 295,2 | 0,104 | 9,75 | |
20 | 1.33 | 0,179 | 20 | 295,2 | 0,089 | 9,75 |
Построение зависимости аэродинамического коэффициента силы лобового сопротивления от угла атаки
Зависимость аэродинамического коэффициента силы лобового сопротивления от угла атаки является аэродинамической характеристикой самолета.
Рис. 1
Коэффициент лобового сопротивления получают расчетом из формулы , где , или с помощью продувок модели ЛА в аэродинамической трубе как функцию СХа = СХа(, в, М), где , а = а(Н). Зависимости и а определяют из таблиц стандартной атмосферы.
Качественная зависимость СХа() показана на рис. 1. Значения СХа() и приведены в таблице 1.
Построение зависимости аэродинамического коэффициента подъемной силы от угла атаки
Зависимость аэродинамического коэффициента подъемной силы от угла атаки является аэродинамической характеристикой самолета. Подъемная сила определяется выражением , СYа = СYа(, в, М).
Качественная зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки показана на рис. 2. Значения СYа() и приведены в таблице 1.
Рис. 2
При изменении угла атаки изменяется подъемная сила Ya и ее коэффициент . При небольших (до 10 … 150) углах зависимость СYа() на умеренных числах М при неизменных условиях и конфигурации самолета для большинства самолетов практически линейна.