Курсовая су-7б. Курсовая работа По курсу Гидроаэродинамика ла
 Скачать 1.58 Mb.
|
|
Построение балансировочной поляры самолета нормальной аэродинамической компоновки при  .1) По оси  откладывается от т. О  или  .2) По оси  от точки  откладывается значение  при  , точки О" и О' 3) Построение поляр самолета 2 и 3 при отклонении горизонтального оперения на балансировке: смещение исходной поляры 1 таким образом, чтобы т. О совпала с т. О - поляра 2 и с т. О" - поляра 3, На полярах 3 и 2 точки А и В, соответствующие  самолета при .4) Точки АОВ соединяются. Полученная кривая - балансировочная поляра. В т. О, О, О" касательные к этим полярам перпендикулярны оси . Отвал балансировочной поляры  , больше отвала исходной поляры 1, что определяет потери на балансировку.Балансировочная поляра самолета    Расчет аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движении. Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета. При наличии угла скольжения самолета возникают поперечная сила (Z) и аэродинамические 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:  ,  ,  При определении  ,  рассматривается исходный, а не эквивалентный фюзеляжОпределение коэффициента поперечной силы самолета. Аэродинамическую поперечную силу самолета определяют, в основном, поперечные силы, возникающие при обтекании фюзеляжа -  , вертикального оперения (ВО) -  , мотогондол (МГ) -  , и поперечная сила, вызванная интерференцией между фюзеляжем и вертикальным оперением, между плоскостями вертикального оперения, состоящего из двух килей. Поперечная сила от несимметричного обтекания правой и левой части консолей крыла и горизонтального оперения в данном случае мала и ею можно пренебречь. ,  ,  где  ,  ,  - производные коэффициентов поперечной силы изолированного фюзеляжа, ВО с учетом интерференции с фюзеляжем и между плоскостями ВО (при двух килях), изолированной мотогондолы,  ,  - коэффициенты торможения потока с области вертикального оперения и мотогондол, их значение можно принять равным коэффициенту торможения ВО и МГ при их обтекании c  ,  , , , площади миделевого сечения фюзеляжа, ВО и миделевого сечения МГ, соответственно.Производная коэффициента поперечной силы по углу скольжения самолета:  где  , , - производные поперечной силы по углу скольжения изолированных фюзеляжа и МГ, изолированного ВО; -коэффициент, учитывающий интерференцию между ВО и фюзеляжем;  - число килей;  - коэффициент эффективности затененной плоскости ВО.  ,  где  - производная коэффициента подъемной силы несущей поверхности, состоящей из двух консолей ВО. определяется по графикам., где  средняя относительная толщина профиля ВО по его высоте,   ,   - диаметр фюзеляжа в области ВО.
 Определение коэффициента момента крена самолета. Аэродинамический момент крена самолета Mx создается силами, действующими на крыло, горизонтальное и вертикальное оперения. Если = 0 или = 0при отсутствии углов установки крыла и ГО, при неотклоненных рулях управления моментом крена, Mx будет создаваться силой, действующей на ВО при 0 и боковой силой, вызванной наличием поперечного "V" у крыла и ГО. Согласно (7.1), (7.2) коэффициент момента крена самолета можно определить производной коэффициента момента крена по углу скольжения:   - производные момента крена но углу скольжения самолета от сил, вызванных "V"- образностью крыла и ГО , действующих на ВО, от сил интерференции ВО и фюзеляжа, соответственно.  , расстояние до базовой плоскости самолета (плоскости симметрии) от центра тяжести площади консольной части крыла и ГО , соответствённо;  угол "V"- образности крыла и ГО, соответственно.  . где  - расстояние от продольной оси самолета до центра тяжести площади ВО. , где -   - средняя высота фюзеляжа в сечении плоскости симметрии в пределах центральной хорды крыла и ГО, соответственно,  , - центральная хорда крыла и ГО, соответственно.
|