Домашнее задание (Динамика полета (домашнее задание) тима)

Посмотреть архив целиком

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:

Vкр < V < Vmax 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 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 , С = 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


[град]

[град]

СР

СG

CP/CG

Pп [кН]

V [м/с]

0

0

0,018

-0,08

-0,225

-99,326

-

1

0,018

-0,01

-1,8

-794,61

-

2

0,0185

0,1

0,185

81,668

250,345

3

0,019

0,19

0,1

44,145

181,619

4

0,0195

0,28

0,07

30,744

149,61

5

0,0205

0,37

0,055

24,459

130,148

6

0,025

0,46

0,054

23,992

116,724

7

0,03

0,55

0,055

24,079

106,747

8

0,036

0,62

0,058

25,633

100,541

9

0,044

0,73

0,06

26,608

92,657

10

0,055

0,82

0,067

29,609

87,424

11

0,066

0,91

0,073

32,017

82,989

12

0,077

1,00

0,077

33,992

79,166

13

0,089

1,08

0,082

36,379

76,178

14

0,101

1,15

0,088

38,771

73,823



[град]

[град]

СР

СG

CP/CG

Pп [кН]

V [м/с]

3

0

0,0138

-0,0801

-0,172

-76,086

-

1

0,0175

-0,01

-1,74

-770,417

-

2

0,0237

0,1001

0,237

104,66

250,173

3

0,029

0,1903

0,152

67,188

181,495

4

0,0342

0,2804

0,122

53,805

149,507

5

0,0399

0,3705

0,108

47,529

130,059

6

0,0491

0,4606

0,107

47,063

116,644

7

0,0588

0,5508

0,107

47,15

106,674

8

0,0685

0,6209

0,11

48,701

100,472

9

0,0823

0,731

0,113

49,675

92,593

10

0,098

0,8211

0,119

52,673

87,364

11

0,1137

0,9112

0,125

55,077

82,932

12

0,1294

1,0014

0,129

57,049

79,112

13

0,1456

1,0815

0,135

59,433

76,125

14

0,1613

1,1516

0,14

61,821

73,772


[град]

[град]

СР

СG

CP/CG

Pп [кН]

V [м/с]

6

0

0,00592

-0,0804

-0,119

-76,086

-

1

0,017

-0,0101

-1,686

-770,417

-

2

0,029

0,1006

0,289

127,365

249,658

3

0,039

0,191

0,204

90,047

181,121

4

0,049

0,2815

0,174

76,720

149,199

5

0,059

0,372

0,16

70,469

129,791

6

0,073

0,4625

0,159

70,005

116,404

7

0,088

0,553

0,159

70,091

106,455

8

0,101

0,6234

0,162

71,636

100,265

9

0,121

0,734

0,164

72,606

92,403

10

0,141

0,8245

0,171

75,591

87,184

11

0,162

0,915

0,177

77,986

82,761

12

0,182

1,0055

0,181

79,950

78,949

13

0,203

1,0859

0,186

82,324

75,969

14

0,222

1,1563

0,192

84,703

73,62


По полученным данным строим зависимость Рп(V) для различных значений (рис.4).

По данной зависимости при = 0 найдем наивыгоднейшую и крейсерскую скорости.

Скорость, соответствующая Pп min, называется наивыгоднейшей. Значение этой скорости, исходя из графика, равно Vнв = 116,724 м/с.

Скорость, на которой для данной высоты достигается минимальное значение километрового расхода топлива, называют крейсерской. Для нахождения крейсерской скорости проводят касательную из начала координат. Исходя из графика, значение этой скорости равно Vкр = 130,148 м/с.

Рис. 4

Построение возможного диапазона высот и скоростей горизонтального установившегося полета


Возможный диапазон высот и скоростей горизонтального установившегося полета строится с помощью метода тяг Н.Е. Жуковского. Данный метод основан на сравнении величин потребной и располагаемой тяг.

Под располагаемой тягой Рр понимается максимальная суммарная тяга всех двигателей на самолете, определенная для данного режима полета (высоты и скорости или числа М).

График располагаемой тяги задан и имеет следующий вид:

Рр0



110




90




V


300

0



Найдем значения располагаемой тяги на заданной высоте при V = 0 и V = 300 м/с по формуле . Значения для Н задано в таблице стандартных атмосфер (таблица 2).

Значения Рр приведены в таблице 4. По найденным значениям построим график располагаемой тяги и найдем точки пересечения данного графика с графиком потребной тяги при = 0. График представлен на рисунке 5.



Таблица 5

Н [м]

Р [кН] при V = 0

P [кН] при V = 300 м/с

0

110

90

1000

100,612

72,49

2000

82,449

65,959

3000

74,286

59,429

4000

66,939

53,551

5000

60,408

48,327

6000

53,878

43,102

7000

48,163

38,531

8000

42,939

34,351

9000

38,122

30,498

10000

33,796

27,037

11000

29,796

23,337

12000

25,469

20,376

13000

21,796

17,437

14000

18,612

14,89

15000

15,918

12,735

16000

16,082

12,865

17000

11,592

9,273

18000

9,959

7,967

19000

8,49

6,792

20000

7,265

5,812

Рис. 5.


По графику, представленному на рис. 5, определим индикаторную скорость на заданной высоте. Затем с помощью формулы найдем соответствующие скорости заданной высоте и построим возможный диапазон высот и скоростей горизонтального установившегося полета.

Зависимость высоты Н от скорости полета V представлена в таблице 6 и графически на рис. 6.

Таблица 6

H [м]

Vi [м/с]

V [м/с]

0

255

255

1000

240

252,313

2000

229

252,695

3000

217

251,229

4000

208

254,618

5000

197

253,388

6000

187

254,453

7000

179

257,167

8000

169

257,714

9000

158

255,785

10000

149

256,966

11000

140

256,408

11000

90

198.148

10000

83

143.511

9000

76

125.168

8000

72

110.281

Рис. 6


Значения = 255 м/с и