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

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

b_a = 4,3 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 = 45000 кг - масса самолета

ΔCy=-0.015

ΔCx= 0.0005

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: 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 = 0

Таблица 1 Таблица 2

0	СYа	СХа		Н [км]	а [м/с]	 [кг/м3]	g [м/с2]
0	-0,0950	0,0185		0	340,3	1,225	9,81
1	-0,0050	0,0185		1	336,6	1,11	9,81
2	0,0850	0,0190		2	332,5	1,01	9,8
3	0,1750	0,0195		3	328,6	0,91	9,79
4	0,2650	0,0200		4	324,6	0,82	9,79
5	0,3550	0,0210		5	320,5	0,74	9,79
6	0,4450	0,0255		6	316,4	0,66	9,79
7	0,5350	0,0305		7	312,3	0,59	9,78
8	0,6250	0,0365		8	308,1	0,526	9,78
9	0,7150	0,0445		9	303,1	0,467	9,78
10	0,8050	0,0555		10	299,5	0,414	9,77
11	0,8950	0,0665		11	295,2	0,365	9,77
12	0,9850	0,0775		12	295,2	0,312	9,77
13	1,0650	0,0895		13	295,2	0,267	9,77
14	1,1350	0,1015		14	295,2	0,228	9,77
15	1,2050	0,1135		15	295,2	0,195	9,76
16	1,2550	0,1265		16	295,2	0,167	9,76
17	1,2950	0,1395		17	295,2	0,142	9,76
18	1,3150	0,1525		18	295,2	0,122	9,76
19	1,3250	0,1655		19	295,2	0,104	9,75
20	1,3150	0,1795		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

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