Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла

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

b_a = 4,2 м - средняя аэродинамическая хорда

S_кр = 115 м² - площадь крыла

l = 29 м - размах крыльев

L = 33 м - длина самолета

d_ф = 2,9 м - диаметр фюзеляжа

l_г.о. = 14,14 м - длина горизонтального оперения

S_г.о. = 30,18 м² - площадь горизонтального оперения

S_р.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: m_z(, _в) = 0,0565

при _в = 0  = 1⁰ m_z(, _в) = 0,16

 = 5,8⁰ m_z(, _в) = 0

_в = 0, 5, 10

Для определения динамических коэффициентов:

V_кр < V < V_max H = 7

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 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, поделенной на 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).

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 С_Xa. 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 Х_gO_gY_g, с которой совмещена плоскость его симметрии XOY (два движения поступательных вдоль осей O_gX_g, O_gY_g 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 = М_{х возм} = М_{у 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 С_Р и С_G. Далее найдем их отношение. Из формулы найдем потребную тягу (тяга, подбираемая летчиком для установившегося горизонтального полета). Скорость V найдется по формуле , где , , .

Таблица 3

Характеристики

Тип файла документ

Документы такого типа открываются такими программами, как Microsoft Office Word на компьютерах Windows, Apple Pages на компьютерах Mac, Open Office - бесплатная альтернатива на различных платформах, в том числе Linux. Наиболее простым и современным решением будут Google документы, так как открываются онлайн без скачивания прямо в браузере на любой платформе. Существуют российские качественные аналоги, например от Яндекса.

Будьте внимательны на мобильных устройствах, так как там используются упрощённый функционал даже в официальном приложении от Microsoft, поэтому для просмотра скачивайте PDF-версию. А если нужно редактировать файл, то используйте оригинальный файл.

Файлы такого типа обычно разбиты на страницы, а текст может быть форматированным (жирный, курсив, выбор шрифта, таблицы и т.п.), а также в него можно добавлять изображения. Формат идеально подходит для рефератов, докладов и РПЗ курсовых проектов, которые необходимо распечатать. Кстати перед печатью также сохраняйте файл в PDF, так как принтер может начудить со шрифтами.

Список файлов курсовой работы