⭐⭐⭐ Единый реферат-центр

Главная » Рефераты » Текст работы «Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124»


Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Особенности динамики полета - науки о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических и гравитационных сил. Расчет трасполагаемых тяг, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Определение аэродинамической хорды крыла.

Дисциплина: Транспорт
Вид работы: контрольная работа
Язык: русский
Дата добавления: 14.06.2015
Размер файла: 79 Kb
Просмотров: 3426
Загрузок: 31

Все приложения, графические материалы, формулы, таблицы и рисунки работы на тему: Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 (предмет: Транспорт) находятся в архиве, который можно скачать с нашего сайта.
Приступая к прочтению данного произведения (перемещая полосу прокрутки браузера вниз), Вы соглашаетесь с условиями открытой лицензии Creative Commons «Attribution» («Атрибуция») 4.0 Всемирная (CC BY 4.0)
.

Текст работыСкачать файл








Хочу скачать данную работу! Нажмите на слово скачать
Чтобы скачать работу бесплатно нужно вступить в нашу группу ВКонтакте. Просто кликните по кнопке ниже. Кстати, в нашей группе мы бесплатно помогаем с написанием учебных работ.

Через несколько секунд после проверки подписки появится ссылка на продолжение загрузки работы.
Сколько стоит заказать работу? Бесплатная оценка
Повысить оригинальность данной работы. Обход Антиплагиата.
Сделать работу самостоятельно с помощью "РЕФ-Мастера" ©
Узнать подробней о Реф-Мастере
РЕФ-Мастер - уникальная программа для самостоятельного написания рефератов, курсовых, контрольных и дипломных работ. При помощи РЕФ-Мастера можно легко и быстро сделать оригинальный реферат, контрольную или курсовую на базе готовой работы - Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124.
Основные инструменты, используемые профессиональными рефератными агентствами, теперь в распоряжении пользователей реф.рф абсолютно бесплатно!
Как правильно написать введение?
Подробней о нашей инструкции по введению
Секреты идеального введения курсовой работы (а также реферата и диплома) от профессиональных авторов крупнейших рефератных агентств России. Узнайте, как правильно сформулировать актуальность темы работы, определить цели и задачи, указать предмет, объект и методы исследования, а также теоретическую, нормативно-правовую и практическую базу Вашей работы.
Как правильно написать заключение?
Подробней о нашей инструкции по заключению
Секреты идеального заключения дипломной и курсовой работы от профессиональных авторов крупнейших рефератных агентств России. Узнайте, как правильно сформулировать выводы о проделанной работы и составить рекомендации по совершенствованию изучаемого вопроса.
Всё об оформлении списка литературы по ГОСТу Как оформить список литературы по ГОСТу?
Рекомендуем
Учебники по дисциплине: Транспорт


Краткое описание документа: Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 контрольная работа по дисциплине Транспорт. Понятие, сущность и виды, 2017.

Как скачать? | + Увеличить шрифт | - Уменьшить шрифт






контрольная работа по дисциплине Транспорт на тему: Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124; понятие и виды, классификация и структура, 2016-2017, 2018 год.

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа - и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Студент группы 3ТС4ка-1 Ю.В.Евдокимова

Руководитель курсовой работы Г.А.Колыхалов

2006

Содержание

  • ВВЕДЕНИЕ
  • 1. Аэродинамический расчет самолета
    • 1.1 Расчет потребных тяг
    • 1.2 Расчет располагаемых тяг
    • 1.3 Определение летно-технических характеристик самолета
      • 1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор
      • 1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнвнв)
      • 1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкркр)
      • 1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmaxmax)
      • 1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема
  • 2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета
    • 2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)
    • 2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета
    • 2.3 Расчет балансировочной кривой
  • Список использованных источников
  • ВВЕДЕНИЕ
  • Динамика полета - это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.
  • Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.
  • Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. Решение их позволяет определить летные характеристики самолета, характеризуемые диапазонами возможных скоростей и высот, скороподъемностью, дальностью, продолжительностью полета и т. д.
  • При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при всём этом самолет как материальную точку переменной массы. А при расчетах устойчивости и управляемости самолета его рассматривают как твердое тело.
  • Исходными данными для выполнения курсовой работы являются результаты курсовой работы по Аэродинамике «Расчёт аэродинамических характеристик самолёта Ан-124», его геометрические параметры, аэродинамические характеристики и крейсерские поляры.
  • Курсовая работа содержит расчеты, графики и рисунки, пояснения и обоснования расчета летно-технических характеристик, характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.
  • 1. Аэродинамический расчет самолета
  • В задачу аэродинамического расчета входит определение, в зависимости от действующих на самолет внешних сил, кинематических параметров установившегося движения центра масс самолета, т.е. его летно-технических характеристик (ЛТХ). К ЛТХ относится максимальная скорость горизонтального установившегося полета на разных высотах, предельно возможная высота горизонтального полета, время подъема самолета на различные высоты (если движение при подъеме принимать как установившееся), дальность полета самолета и т.д.
  • Рассмотрим уравнения движения прямолинейного установившегося полета при наборе высоты без крена и скольжения (вертикальная плоскость)
  • P cos (б + ц) = X + m g sin и ;
  • Y + P sin (б + ц) = m g sin и, (1.1)
  • где б - угол между продольной осью Ох самолета и проекцией скорости V на плоскость симметрии самолета;
  • ц - угол между силой тяги двигателя Р и средней хордой крыла;
  • и - угол наклона траектории образован направлением скорости V и местной горизонтальной плоскостью.
  • Так как в условиях решаемой задачи угол наклона траектории невелик (и < 20?), а угол (б + ц) относительно мал, то можно принять, что
  • P · cos (б + ц) = Р, P · sin (б + ц) = 0, cos и = 1.
  • В этом случае уравнения движения примут вид
  • Р = X + m · g · sin · и; Y = m ·g. (1.2)
  • Скорость или число M полета из второго уравнения
  • или ; (1.3)
  • ; ,
  • где сН - атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.
  • м/с ; ,
  • Как видно, скорость полета, потребная при заданном значении су, в первом приближении (пренебрегаем составляющей силы тяги P · sin (б + ц)) не зависит от тяги двигателя, а значит, зависит только от значения су. Необходимое условие установившегося полета - равновесие моментов сил, действующих на самолет,- выполняется летчиком путем соответствующего отклонения руля высоты.
  • Из первого уравнения системы (1.2), имеем sin и = (P-X)/m·g , где аэродинамическое сопротивление X принимая равным потребной тяге Рn, получим
  • sin и = (Р-Рn) /m·g = Дс/m·g (1.4)
  • Из (1.4) следует, что для того, чтобы выполнить полет по траектории, летчик должен посредством рычага управления двигателем обеспечить необходимую (располагаемую) силу тяги Р.
  • Таким образом, в первом приближении скорость полета зависит от значения су, а наклон траектории к горизонту - от величины силы тяги двигателя Р.
  • Сила тяги двигателя в общем случае зависит от скорости и высоты полета и от положения дросселя. Обычно эта зависимость (для наглядности) задается графически в виде сетки кривых Р(М,Н) или P(V,H) для различных положений дросселя или аналитически.
  • В основе всех методов аэродинамического расчета лежит сопоставление значения какого-либо параметра, потребного для осуществления выбранного режима полета, со значением этого же параметра, которое обеспечивает двигатель, т.е. располагаемой величиной параметра. Очевидно, равенство потребной и располагаемой величин выбранного параметра является условием установившегося движения. В качестве параметра можно выбрать, например, силу тяги или мощность, развиваемую двигателем, расход топлива и др.
  • Метод аэродинамического расчета, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг (метод тяг), построенный Н.Е.Жуковским, - основной метод аэродинамического расчета.
  • В методе тяг условием установившегося полета является равенство потребной и располагаемой сил тяги.
  • Таблица 1 - Исходные данные на самолёт Ан-124
  • Наименование параметров

    Обозначение, размерность

    Числовое значение

    • Страна
    • Экипаж

    Число мест пассажиров

    • nж

    nпас

    • СССР
    • 6

    -

    • Размах крыла
    • Площадь крыла
    • Стреловидность крыла
    • Относительная толщина крыла: корн. / концев.

    Диаметр фюзеляжа

    • l, м
    • S, м2
    • ч0,25, град

    Dф, м

    • 73,3
    • 628
    • 30
    • 0,14 / 0,10

    8,7

    • Число и тип двигателей
    • Взлётная тяга одного двигателя

    Взлётная мощность одного двигателя

    • nдв
    • Ро, даН

    Nо, кВт

    • 4, ТРДД
    • 23450

    -

    • Взлетная масса самолёта
    • Масса пустого снаряженного самолёта
    • Платная нагрузка

    Запас топлива

    • mо, кг
    • mп.сн., кг
    • mпл, кг

    mт, кг

    • 405000
    • 25000
    • 150000

    230000

    • Дальность полёта
    • Крейсерская скорость
    • Крейсерская высота полёта
    • Скорость при заходе на посадку
    • Длина взлётной дорожки

    Длина посадочной дорожки

    • L, км
    • Vкрейс, км/ч
    • H, км
    • Vзах, км/ч
    • Iвзл, м

    Iпос, м

    • 4500
    • 800
    • 11
    • 200
    • 2400

    2400

    • Таблица 2 - Величины стандартной атмосферы
    • Геометрическая высота Н, м

      Атмосферное давление Рн, Н/м

      Температура Тн, К

      Плотность сн, кг/м3

      Скорость звука ан, м/с

      0

      103323,0

      288,15

      1,2492

      340,28

      2000

      81065,0

      275,14

      1,0265

      332,52

      4000

      62782,0

      262,13

      0,8356

      324,56

      6000

      48144,0

      249,13

      0,6732

      316,41

      8000

      36351,0

      236,14

      0,5363

      308,05

      11000

      23137,0

      216,66

      0,3720

      295,07

      1.1 Расчет потребных тяг

      Для горизонтального установившегося полета без крена и скольжения при условий, что угол б + ц мал, имеем следующую систему уравнений

      Р = Х, Y = m·g . (1.5)

      Из первого уравнения, являющегося условием постоянства скорости, следует, что в горизонтальном установившемся полете тяга равна лобовому сопротивлению и называется потребной тягой Рn = X . Второе уравнение системы (1.5) - условие постоянства высоты полета.

      Итак, потребная тяга определяется силой лобового сопротивления для установившегося горизонтального полета на высоте Н и может быть вычислена по формулам

      или

      ; (1.6)

      , (1.7)

      где сх - коэффициент аэродинамического сопротивления, берется с графика крейсерских поляр, полученных в РГЗ по аэродинамике для соответствующего числа М и режима полета, определяемого значением су . Последнее определяется по формуле (1.7) и зависит от полетной массы самолета , скорости М и высоты полета Н через плотность воздуха сН и скорость звука аН.

      Все расчеты сводим в таблицу.

      Таблица 3 - Расчет потребных тяг

      М

      0,3

      0,4

      0,6

      0,7

      0,75

      0,8

      0,85

      0,9

      0,95

      Н = 0

      су

      0,97

      0,546

      0,24

      0,17

      0,15

      0,14

      0,12

      0,1

      0,097

      сх

      0,036

      0,012

      0,017

      0,019

      0,023

      0,04

      0,063

      0,09

      0,139

      Рпотр (Н)

      147303

      87231

      281138

      443594

      608580

      1134000

      2083725

      3572100

      5687536

      Н = 2000м

      су

      1,237

      0,696

      0,31

      0,23

      0,2

      0,17

      0,15

      0,14

      0,12

      сх

      0,07

      0,02

      0,019

      0,021

      0,025

      0,042

      0,066

      0,095

      0,144

      Рпотр (Н)

      224527

      114052

      243261

      362387

      496125

      980576

      1746360

      2693250

      4762800

      Н = 4000м

      су

      1,595

      0,897

      0,4

      0,3

      0,26

      0,22

      0,2

      0,18

      0,16

      сх

      0,13

      0,03

      0,022

      0,023

      0,028

      0,046

      0,071

      0,102

      0,155

      Рпотр (Н)

      323492

      132595

      218295

      304290

      427431

      829882

      1408995

      2249100

      3844969

      Н = 6000м

      су

      2,08

      1,17

      0,52

      0,4

      0,33

      0,3

      0,26

      0,23

      0,21

      сх

      0,21

      0,075

      0,028

      0,03

      0,033

      0,053

      0,079

      0,109

      0,169

      Рпотр (Н)

      400716

      254423

      213715

      297675

      396900

      701190

      1205965

      1880961

      3194100

      Н = 8000м

      су

      2,75

      1,55

      0,7

      0,5

      0,44

      0,4

      0,34

      0,31

      0,27

      сх

      0,32

      0,14

      0,042

      0,036

      0,042

      0,064

      0,09

      0,125

      0,192

      Рпотр (Н)

      461847

      358491

      238140

      285768

      378859

      635040

      1050618

      1600403

      2822400

      Н = 11000м

      су

      4,34

      2,43

      1,08

      0,8

      0,7

      0,61

      0,54

      0,48

      0,43

      сх

      0,691

      0,35

      0,11

      0,053

      0,076

      0,098

      0,128

      0,174

      0

      Рпотр (Н)

      557854

      571667

      404250

      262946

      430920

      637643

      940800

      1438763

      0

      Графики зависимости потребных тяг от числа М приведены в приложении А.

      1.2 Расчет располагаемых тяг

      Тяга газотурбинного двигателя изменяется по высоте полета и скорости в зависимости от режима его работы и степени форсирования. Необходимо так же учесть уменьшение тяги за счет потерь скоростного напора в воздухозаборнике двигателя. Эти потери зависят от типа воздухозаборника (лобовой, боковой, длинный, короткий и др.), а на сверхзвуковых скоростях от чисел М и количества скачков уплотнения на входе. С учетом этих замечаний располагаемую тягу двигателей, установленных на самолете и работающих на расчетных высоте и скорости, можно представить так:

      (1.8)

      Исходные данные для расчета:

      · паспортная тяга всех двигателей Р0 = 93800;

      · степень двухконтурности двигателей m = 8,0 ;

      · температура в форсажной камере Тф = 2000 К;

      · коэффициент, учитывающий уменьшение тяги двигателей вследствие потерь скоростного напора во входных устройствах оВ3 = 0,97;

      · коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей в зависимости от режима его работы (от степени дросселирования) оДР = 0,72.

      Расчетные формулы:

      Коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета М и степени двухконтурности двигателей m:

      ; (1.9)

      Коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей по высоте полета:

      ; (1.10)

      где Р0, РН - атмосферное давление у земли и расчетной высоте;

      Т0, ТН - температура воздуха у земли и на расчетной высоте.

      Коэффициент, учитывающий увеличение тяги двигателя вследствие его форсирования:

      ; (1.11)

      располагаема тяга двигателей:

      (1.12)

      Все расчеты сведем в таблицу.

      Таблица 4 - Расчет располагаемых тяг

      М

      0,3

      0,4

      0,6

      0,7

      0,75

      0,8

      0,85

      0,9

      0,95

      Н,м

      оН

      оV

      0,722

      0,653

      0,551

      0,518

      0,507

      0,498

      0,492

      0,489

      0,489

      оФ

      1,711

      1,734

      1,790

      1,822

      1,840

      1,859

      1,878

      1,898

      1,918

      0

      1

      Р,Н

      80751

      74042

      64538

      61810

      60975

      60502

      60402

      60686

      61338

      2000м

      0,927

      Р,Н

      74824

      68608

      59801

      57273

      56499

      56061

      55969

      56232

      56836

      4000м

      0,855

      Р,Н

      69070

      63360

      55211

      52878

      52166

      51727

      51673

      51914

      52473

      6000м

      0,787

      Р,Н

      63523

      58272

      50777

      58630

      47977

      47601

      47524

      47745

      48260

      8000м

      0,703

      Р,Н

      56757

      52066

      45369

      43451

      42867

      42532

      42463

      42660

      43120

      11000м

      0,625

      Р,Н

      50468

      46297

      40342

      38636

      38117

      37817

      37757

      37933

      38342

      Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

      1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

      Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

      1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

      , , (1.13)

      где СУ max = - коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

      Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Нi. Практически на Vmin теор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки.

      Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin, полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу.

      Таблица 5 - Минимальная скорость полета

      Н,м

      0

      2000

      4000

      6000

      8000

      11000

      Мmin

      0,31

      0,35

      0,4

      0,45

      0,52

      0,65

      Vmin

      104,9

      115,7

      128,3

      142,9

      160,1

      192,2

      1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

      Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax ~ Рn min = m·g/Кmax. В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

      Таблица 6 - Наивыгоднейшая скорость полета

      Н,м

      0

      2000

      4000

      6000

      8000

      11000

      Мнв

      0,39

      0,41

      0,45

      0,53

      0,60

      0,69

      Vнв

      132,9

      136,3

      146,1

      167,7

      184,8

      203,6

      1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкркр)

      Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Р
      n. Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр.

      Таблица 7 - Крейсерская скорость полета

      Н,м

      0

      2000

      4000

      6000

      8000

      11000

      Мкр

      0,62

      0,65

      0,67

      0,71

      0,74

      0,82

      1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmaxmax)

      Точки пересечения кривых по
      требной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А).

      Таблица 8 - Максимальная скорость полета

      Н,м

      0

      2000

      4000

      6000

      8000

      11000

      Мmax

      0,71

      0,75

      0,76

      0,76

      0,76

      0,75

      Vmax

      252,6

      249,4

      246,7

      240,5

      234,2

      221,3

      1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

      Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vу связана со скоростью по траектории V соотношением:

      Vу = (Р - Рn) V/m g = ДP V/m g, (1.14)

      Для каждой из высот полета построим графики зависимостей Vу от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

      Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

      Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 < Н < 11000пр строим график зависимости 1/ Vу max = f(H).

      Площадь, ограниченная кривой 1/ Vу max, прямыми Н = 0, Н = Нпр и осью Н, определяем время набора высоты Нпр. Аналогично можно рассчитать и время снижения самолета, например, с крейсерской высоты полета.

      Таблица 9 - Барограмма подъема

      Н,м

      0

      2000

      4000

      6000

      8000

      11000

      Vу max (м/с)

      3,65

      3,20

      2,80

      1,83

      1,20

      0,70

      1/ Vу max

      0,27

      0,31

      0,36

      0,55

      0,83

      1,43

      Дt (мин)

      0,0

      9,0

      11,2

      15,2

      23,0

      37,7

      tнаб (мин)

      0,0

      9,0

      20,2

      35,4

      58,4

      96,1

      Барограмма подъема приведена в приложении В.

      2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

      Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим полета и возвращаться к нему после прекращения действия внешних возмущений. Самолет статически устойчив, если при малом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и моменты, направленные на восстановление исходного режима полета. Динамическая устойчивость характеризуется затуханием переходных процессов возмущенного движения.

      Управляемостью самолета называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия летчика любой предусмотренный в процессе полета маневр при допустимых условиях. Балансировочными режимами называются режимы, при которых действующие на самолет силы и моменты уравновешены. Для достижения удовлетворительных показателей динамической устойчивости и управляемости требуется в первую очередь обеспечение статической устойчивости самолета.

      2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

      САХ крыла является характерным отрезком хорды профиля крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и аэродинамического фокуса самолета. Величина САХ трапециевидного крыла определяется по формуле

      (2.1)

      м

      Координаты носка САХ относительно носка центральной хорды вычисляется так

      (2.2)

      (2.3)

      м

      м

      2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

      Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента mz не зависит от угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки. Измеряется положение фокуса относительно САХ.

      Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

      При малых значениях угла атаки (коэффициента су) коэффициент mz линейно зависит от угла атаки б и су

      (2.4)

      где - степень продольной статической устойчивости,

      (2.5)

      - координаты центра тяжести самолета и фокуса относительно носка САХ в долях bА; - нулевой момент самолета.

      = 2,5; = - 0,02

      Для обеспечения продольной устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета находился позади центра тяжести, т.е. <0.

      Значение приближенно определяется соотношением

      (2.6)

      где - координата фокуса крыла;

      (2.7)

      Здесь - фокус профиля со средней толщиной крыла;

      (2.8)

      - изменение координаты фокуса от влияния сжимаемости воздуха в диапазоне чисел Маха М* < М < 1,2

      ;

      - сдвиг фокуса вследствие влияния фюзеляжа

      (2.9)

      Здесь kF = - 1,6 - коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа лФ и отношения хФ/lФФ - координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; SФ - площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле = 473,2; - производная су по б для соответствующего режима полета, 1/град;

      - сдвиг фокуса в долях bA для самолета классической схемы с хвостом ГО находится по формуле

      (2.10)

      Здесь LГО - плечо ГО, отсчитываемое от фокуса без ГО, определяемого координатой (хF кр + хF Ф), до четверти средней хорды ГО; - производная сУ ГО по углу атаки ; еб - производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 - 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

      (2.11)

      Здесь чз - коэффициент, учитывающий сужение крыла зВ, определяется из выражения ; чх, чу - коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин ; по формулам

      ;

      Здесь уГО - вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; б - угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета б = бкр. = - 3,9

      2.3 Расчет балансировочной кривой

      Балансировочные кривые относятся к статическим характеристикам устойчивости и управляемости. Для расчета балансировочной кривой угла отклонения руля высоты в функции скорости (или числа М) используется упрощенное соотношение:

      (2.12)

      где nP - коэффициент эффективности руля высоты: ; SВ = 6 - площадь руля высоты.

      Список использованных источников

      1 Мхитарян А.М. Аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1976. - 448 с.

      2 Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1971. - 416 с.

      3 Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. - Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. - 39 с.



Похожие работы:

Воспользоваться поиском

Похожие учебники и литература:    Готовые списки литературы по ГОСТ

Логистика
Логистическое управление предприятием
Основы логистики
Логистические потоки: понятие и виды
Складская логистика
Транспортная логистика
Производственная логистика



Скачать работу: Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124, 2017 г.

Перейти в список рефератов, курсовых, контрольных и дипломов по
         дисциплине Транспорт