Динамика полета (домашнее задание) тима (Домашнее задание)
Описание файла
Файл "Динамика полета (домашнее задание) тима" внутри архива находится в папке "Домашнее задание". Документ из архива "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) тима"
Текст из документа "Динамика полета (домашнее задание) тима"
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
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
Список используемой литературы 22
Задание
ba = 4,2 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 = 34000 кг - масса самолета
Для построения сетки потребных тяг: 0 < < 15, = 0, 3, 6
Для ограничения допустимых режимов полета: Р0 = 110 кН при V = 0
P0 = 90 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 | -0.09 | 0,025 | 0 | 340,3 | 1,225 | 9,81 | |
1 | 0.02 | 0,025 | 1 | 336,6 | 1,11 | 9,81 | |
2 | 0.12 | 0,0255 | 2 | 332,5 | 1,01 | 9,8 | |
3 | 0.2 | 0,026 | 3 | 328,6 | 0,91 | 9,79 | |
4 | 0.29 | 0,0265 | 4 | 324,6 | 0,82 | 9,79 | |
5 | 0.38 | 0,0275 | 5 | 320,5 | 0,74 | 9,79 | |
6 | 0.47 | 0,032 | 6 | 316,4 | 0,66 | 9,79 | |
7 | 0.56 | 0,037 | 7 | 312,3 | 0,59 | 9,78 | |
8 | 0.65 | 0,042 | 8 | 308,1 | 0,526 | 9,78 | |
9 | 0.74 | 0,051 | 9 | 303,1 | 0,467 | 9,78 | |
10 | 0.83 | 0,062 | 10 | 299,5 | 0,414 | 9,77 | |
11 | 0.92 | 0,073 | 11 | 295,2 | 0,365 | 9,77 | |
12 | 1.01 | 0,084 | 12 | 295,2 | 0,312 | 9,77 | |
13 | 1.09 | 0,096 | 13 | 295,2 | 0,267 | 9,77 | |
14 | 1.16 | 0,108 | 14 | 295,2 | 0,228 | 9,77 | |
15 | 1.23 | 0,120 | 15 | 295,2 | 0,195 | 9,76 | |
16 | 1.28 | 0,133 | 16 | 295,2 | 0,167 | 9,76 | |
17 | 1.32 | 0,146 | 17 | 295,2 | 0,142 | 9,76 | |
18 | 1.34 | 0,159 | 18 | 295,2 | 0,122 | 9,76 | |
19 | 1.35 | 0,172 | 19 | 295,2 | 0,104 | 9,75 | |
20 | 1.34 | 0,186 | 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.
На больших углах атаки зависимость СYа() становиться существенно нелинейной. Нарушение линейности СYа() 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 СXa(CYa) называют полярой ЛА. Графически она представляет собой годограф конца вектора аэродинамической силы, поделенной на qS (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).
Рис. 3
При построении поляры самолета следует учитывать, что на величину аэродинамических сил, действующих на самолет при данных М помимо угла атаки влияет угол отклонения рулей высоты и поворотного оперения, а также элеронов. Отклонение руля направления также влияет на величину коэффициента лобового сопротивления СXa. При исследовании движения реального самолета эти зависимости необходимо учитывать.
Построение сетки потребных тяг
В данной главе мы рассматриваем продольное движение ЛА. Продольное движение ЛА – это движение в вертикальной плоскости ХgOgYg, с которой совмещена плоскость его симметрии XOY (два движения поступательных вдоль осей OgXg, OgYg и одно вращательное вокруг оси OZ).
При рассмотрении только продольного движения считают все переменные и возмущения бокового движения равными нулю:
х = у = = а = = = = н = э = Мх возм = Му возм = 0.
При этих условиях получаем систему нелинейных уравнений плоского продольного движения:
Считая, полет прямолинейным при V = const данная система примет вид:
Из данной системы уравнений при различных и найдем СР и СG. Далее найдем их отношение. Из формулы найдем потребную тягу (тяга, подбираемая летчиком для установившегося горизонтального полета). Скорость V найдется по формуле , где , , .
Таблица 3
[град] | [град] | СР | СG | CP/CG | Pп [кН] | V [м/с] |
-3 | 0 | 0,0222 | -0,0801 | -0,277 | -122,294 | - |
1 | 0,0185 | -0,01 | -1,85 | -816,625 | - | |
2 | 0,0133 | 0,1001 | 0,132 | 58,453 | 250,173 | |
3 | 0,009042 | 0,1903 | 0,048 | 20,981 | 181,495 | |
4 | 0,004825 | 0,2804 | 0,017 | 7,598 | 149,507 | |
5 | 0,001109 | 0,3705 | 0,002994 | 1,321 | 130,059 | |
6 | 0,000892 | 0,4606 | 0,001937 | 0,855 | 116,644 | |
7 | 0,001175 | 0,5508 | 0,002135 | 0,942 | 106,674 | |
8 | 0,003507 | 0,6209 | 0,005649 | 2,494 | 100,472 | |
9 | 0,005742 | 0,731 | 0,007855 | 3,468 | 92,593 | |
10 | 0,012 | 0,8211 | 0,015 | 6,465 | 87,364 | |
11 | 0,0183 | 0,9112 | 0,02 | 8,87 | 82,932 | |
12 | 0,0246 | 1,0014 | 0,025 | 10,841 | 79,112 | |
13 | 0,0324 | 1,0815 | 0,03 | 13,225 | 76,125 | |
14 | 0,0407 | 1,1516 | 0,035 | 15,614 | 73,772 |