Курсовая су-7б. Курсовая работа По курсу Гидроаэродинамика ла

• Название: Курсовая работа По курсу Гидроаэродинамика ла
• Анкор: Курсовая су-7б
• Дата: 10.10.2022
• Размер: 1.58 Mb.
• Имя файла: Su-7b_kursovaya_po_aerodinamike.doc
• Тип: Курсовая; #726074
• страница: 8 из 11

Расчет балансировочной поляры самолета (М=0,7; М=2; М=1,6)

Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета m_zст = 0.

Продольная балансировка осуществляется отклонением органов продольного управления самолетом: отклонением рулей высоты, стабилизатора или одновременно и того и другого.

Каждому значению угла атаки и коэффициенту подъемной силы самолета соответствует угол поворота органов продольного управления, при котором m_zст = 0. Этот угол атаки называется балансировочным углом атаки самолета (a= a_бал, m_zст = 0)

Коэффициент подъемной силы крыла при отклонении управляющих поверхностей ( , )





- коэффициент изолированного ГО;

; - производная угла скоса потока от крыла в области ГО по углу атаки; - коэффициент торможения потока перед ГО;

- угол поворота руля;

- коэффициент интерференции ГО с фюзеляжем (величина снимается с графика).

Если ГО компоновки самолета имеет неподвижный стабилизатор и рули высоты, то угол отклонения руля высоты можно свести к эквивалентному углу отклонения ГО -

,где - коэффициент эффективности руля,

,

, ,где - площадь руля высоты.

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
сyφго	0,00200251	0,0020283	0,002053764	0,002118033	0,00204737	0,001995
Δcyaго	0,027012672	0,0273603	0,027704059	0,028571006	0,027617799	0,026913
-Δcyaго	-0,0270126	-0,02736	-0,0277040	-0,0285710	-0,0276179	-0,0269
δв	20	20	20	20	20	20
	-20	-20	-20	-20	-20	-20
Δmαz	0,024478124	0,0249582	0,025522364	0,026751836	0,026275747	0,025768
Δmαz-	-0,024478	-0,024	-0,02552	-0,02675	-0,026275	-0,0257
nв	0,674470226

Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями.

отклоняются рули высоты, стабилизатор неподвижен:



Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке

Статический устойчивый самолет ( )







В пределах малых углов атаки

где

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
	-0,2420890	-0,24571	-0,254454	-0,1251745	-0,1746618	-0,16024
Cyaαбал	0,032130177	0,0338819	0,034813637	0,032233357	0,03269292	0,029811
X'т	0,15625	задаем координату положения центра масс
XFαго'	1,062421875	1,0684531	1,0775	1,092578125	1,10765625	1,113688

Определение балансировочных углов атаки.

Определение :



Для нормальной аэродинамической компоновки изменение коэффициента момента тангажа от отклонения управляющих поверхностей на угол или (отклонение против часовой стрелки). Для ПГО - .

	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
αбал1	1,4015988	1,42908	1,4613912	1,5317898	1,504529	1,475432
αбал2	-1,4015988	-1,42908	-1,4613912	-1,5317898	-1,504529	-1,47543
Cyaбал	0,045033	0,04842	0,0508763	0,049374	0,0491874	0,0439
	-0,045033	-0,04842	-0,0508763	-0,049374	-0,0491874	-0,043

α	mz0	∆mαz	∆mαz-
-10	0,174644293	0,1991224	0,150166169
-6	0,104786576	0,1292647	0,080308452
-4	0,069857717	0,0943358	0,045379593
-2	0,034928859	0,059407	0,010450735
0	0	0,0244781	-0,024478124
2	-0,034928859	-0,0104507	-0,059406983
4	-0,069857717	-0,0453796	-0,094335841
6	-0,104786576	-0,0803085	-0,1292647
10	-0,174644293	-0,1501662	-0,199122417