- •Московский авиационный институт
- •Курсовая работа Поверочный аэродинамический расчёт компоновки самолёта tsr-2.
- •Задание
- •Содержание
- •§1. Общие указания………..……………………………………………….. 5
- •§2. Определение критического числа Маха ……………………………….9
- •§3. Расчет коэффициента подъемной силы частей самолета …………….10
- •§4. Определение момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета…....19
- •§5. Расчет коэффициентов лобового сопротивления частей самолета…...23
- •§6. Расчет максимального аэродинамического качества…………..30
- •§7. Балансировка самолета в продольной плоскости….…………………...31
- •§9. Боковые характеристики самолета………………….…………………...38
- •§1. Общие указания
- •1. Условные обозначения:
- •2. Аэродинамические характеристики:
- •3. Индексы:
- •4. Геометрические характеристики самолета
- •5. Исходные данные
- •§2. Определение критического числа Маха
- •§3. Расчет коэффициента подъемной силы частей самолета
- •1. Определение коэффициента подъемной силы крыла
- •2. Определение коэффициента подъемной силы горизонтального оперения
- •3. Определение коэффициента подъемной силы фюзеляжа
- •4. Расчет коэффициента интерференции.
- •4.1 Несущие поверхности и фюзеляж.
- •4.2 Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (нпii), находящейся в следе за несущей поверхностью (нпi) для нормальной аэродинамической компоновки.
- •5. Определение коэффициента торможения
- •6. Определение коэффициента подъемной силы самолета
- •§4 Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета
- •§5. Расчет коэффициента лобового сопротивления частей самолета
- •1. Определение коэффициента лобового сопротивления изолированного крыла при нулевой подъемной силе
- •2. Определение коэффициента лобового сопротивления изолированного горизонтального оперения при нулевой подъемной силе
- •3. Определение коэффициента лобового сопротивления изолированного вертикального оперения при нулевой подъемной силе
- •4. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе
- •5. Определение коэффициента лобового сопротивления ла
- •6. Определение коэффициента индуктивного сопротивления ла
- •7. Построение поляры первого рода
- •§6. Расчет максимального аэродинамического качества.
- •§7. Балансировка самолета в продольной плоскости
- •1. Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей ()
- •2. Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями
- •3. Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке
- •4. Определение
- •5. Определение
- •Определение
- •Определение
- •8. Построение балансировочной поляры самолета нормальной аэродинамической компоновки при
- •§8. Боковые характеристики самолета
- •1. Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета
- •1.1. Коэффициент момента крена самолета
- •1.2. Коэффициент момента рыскания самолета
- •Литература
§8. Боковые характеристики самолета
Современные самолeты, как правило, имеют аэродинамическую компоновку симметричную относительно продольной плоскости. Поэтому поперечная сила и аэродинамические моменты относительно осей X и Y могут возникать только при несимметричном обтекании его воздушным потоком относительно плоскости ХОY, т.е. при появлении угла скольжения b и отклонении органов управления креном и рысканием. Боковые моменты возникают в полете и от несимметричной тяги (при одностороннем отказе двигателя (двигателей) и при управлении вектором тяги). В данном случае влияние тяги на аэродинамические силы и моменты не рассматривается.
1. Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета
При наличии угла скольжения самолета возникают иаэродинамические моменты крена ( Мх ) и рыскания ( My ), которые выражаются через аэродинамические коэффициенты:
,
При малых углах атаки и скольжения:
, ,
Тогда основными аэродинамическими характеристиками самолета в установившемся боковом движении можно считать следующие зависимости:
, ,
Если коэффициент подъемной силы Суаст= 0, т.е. угол атаки a = 0 либо a = a0, то коэффициенты зависимости будут изменяться только по числам Маха невозмущенного потока (). Определение коэффициентов , ,будет приведено для случая Суаст= 0.
Расчёт аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движение. | |||||||
М |
0,6 |
0,7 |
0,968846 |
1,4 |
1,6 |
1,8 | |
Czβф |
0,031488 |
0,032488 |
0,033488 |
0,035488 |
0,039488 |
0,044488 | |
Sф/S |
0,060537 |
0,060537 |
0,060537 |
0,060537 |
0,060537 |
0,060537 | |
ВО | |||||||
nво |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 | |
η˜во |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 | |
λво |
3,497268 |
3,497268 |
3,497268 |
3,497268 |
3,497268 |
3,497268 | |
λво*tgχ0,5кр |
2,271152 |
2,271152 |
2,271152 |
2,271152 |
2,271152 |
2,271152 | |
с'во |
0,0365 |
0,0365 |
0,0365 |
0,0365 |
0,0365 |
0,0365 | |
λво*с^1/3 |
1,160094 |
1,160094 |
1,160094 |
1,160094 |
1,160094 |
1,160094 | |
λво*(1-М00^2)^1/2 |
2,797814 |
2,497549 |
0,866153 |
|
|
| |
|
|
|
|
3,426609 |
4,368086 |
5,234231 | |
кво |
0,052459 |
0,062951 |
0,069945 |
0,066448 |
0,048612 |
0,041967 | |
Czβво |
0,02623 |
0,031475 |
0,034973 |
0,033224 |
0,024306 |
0,020984 | |
Kво |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 | |
Sво/S |
0,1702 |
0,1702 |
0,1702 |
0,1702 |
0,1702 |
0,1702 | |
Расчет интерференции ВО. | |||||||
dво' |
0,191102 |
0,191102 |
0,191102 |
0,191102 |
0,191102 |
0,191102 | |
Кβ |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 | |
ΔКβ |
0,28 |
0,28 |
0,28 |
0,28 |
0,28 |
0,28 | |
(Кβ+ΔКβ) |
0,69 |
0,69 |
0,69 |
0,69 |
0,69 |
0,69 | |
Определение производной коэф. поперечной силы по углу скольжения сам. | |||||||
Czβ= |
0,004987 |
0,005663 |
0,006134 |
0,00605 |
0,005245 |
0,005157 |