Московский Авиационный Институт

(государственный технический университет)

Кафедра 301

«Динамика полета»

Домашняя работа на тему:

«Аэродинамика самолета Ту-134»

Выполнил:

студент гр. 03-305

Попов Д.А.

Проверил:

Елисеев В.Д.

Москва 2010г.

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 диапазона возможных высот и скоростей горизонтального установившегося полета 13

Построение балансировочных кривых 16

Определение динамических коэффициентов 19

Выводы 22

Список используемой литературы 23

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

- средняя аэродинамическая хорда

- площадь крыла

- размах крыльев

- длина самолета

- диаметр фюзеляжа

- длина горизонтального оперения

- площадь горизонтального оперения

- площадь рулей высоты

m = 40500 кг – масса самолета

ΔС_x = 0.0014

Для построения сетки потребных тяг:

Для ограничения допустимых режимов полета:

Для построения балансировочных кривых:

Для определения динамических коэффициентов:

Таблица 1 Таблица 2

				Н [км]	а [м/с]	 [кг/м3]	g [м/с2]
0	-0.1	0.0194		0	340,3	1,225	9,81
1	-0.01	0.0194		1	336,6	1,11	9,81
2	0.08	0.0199		2	332,5	1,01	9,8
3	0.17	0.0204		3	328,6	0,91	9,79
4	0.26	0.0209		4	324,6	0,82	9,79
5	0.35	0.0219		5	320,5	0,74	9,79
6	0.44	0.0264		6	316,4	0,66	9,79
7	0.53	0.0314		7	312,3	0,59	9,78
8	0.62	0.0374		8	308,1	0,526	9,78
9	0.71	0.0454		9	303,1	0,467	9,78
10	0.8	0.0564		10	299,5	0,414	9,77
11	0.89	0.0674		11	295,2	0,365	9,77
12	0.98	0.0784		12	295,2	0,312	9,77
13	1.06	0.0904		13	295,2	0,267	9,77
14	1.13	0.1024		14	295,2	0,228	9,77
15	1.2	0.1144		15	295,2	0,195	9,76
16	1.25	0.1274		16	295,2	0,167	9,76
17	1.29	0.1404		17	295,2	0,142	9,76
18	1.31	0.1574		18	295,2	0,122	9,76
19	1.32	0.1664		19	295,2	0,104	9,75
20	1.31	0.1804		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 С_Ха = С_Ха(, _в, М), где , а = а(Н). Зависимости  и а определяют из таблиц стандартной атмосферы.

Качественная зависимость С_Ха() показана на рис. 1. Значения С_Ха() 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 , С_Yа = С_Yа(, _в, М).

Качественная зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки  показана на рис. 2. Значения С_Yа() и  приведены в таблице 1.

Рис. 2

При изменении угла атаки  изменяется подъемная сила Y_a и ее коэффициент . При небольших (до 10 … 15⁰) углах  зависимость С_Yа() на умеренных числах М при неизменных условиях и конфигурации самолета для большинства самолетов практически линейна.

На больших углах атаки  зависимость С_Yа() становиться существенно нелинейной. Нарушение линейности С_Yа() говорит о возникновении на крыле местного срыва потока, развитие которого часто вызывает вибрации и тряску самолета, ухудшение его характеристик устойчивости и управляемости.

Построение поляры самолета

Зависимость С_Xa(C_Ya) называют полярой ЛА. Графически она представляет собой годограф конца вектора аэродинамической силы, нормированного по qS (т. е. коэффициента ), относительно вектора скорости. Таким образом, эта поляра (1-го рода) жестко связана с вектором скорости ЛА и поворачивается вместе с ним (рис. 3).