Проверочный расчет статической устойчивости и управляемости самолета

 Министерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России)

Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавиация)

ФГОУ ВПО «Санкт-Петербургский государственный

университет гражданской авиации»

Курсовая работа

по дисциплине

Аэродинамика и динамика полета

На тему: «Проверочный расчет статической устойчивости и управляемости самолета»

Выполнил: студент 150 гр.

Цомаев Т.Г.

Проверил:  ___________

Санкт-Петербург

2017

1. Исходные данные

1. Самолет типа Ту-154
2. Взлетная массв-78т
3. Расчёт вести для массы самолёт m = 0.8mвзл.

mвзл=78 Т => m=62,4 T

1. Из таблиц (прилож. 1) взять необходимые геометрические характеристики самолёта.

1. Рассчитать необходимые характеристики:

- удлинение крыла λ;

λ =7,01

- удлинение горизонтального оперения λго.

λго = 4,42

1. Выбрать центровку самолёта х0 = 0.2…0.3.

x0=0,24

1. Отметив положение центра тяжести на средней аэродинамической хорде и определив положение средней хорды руля высоты, найти плечо горизонтального оперения Lго,(рис.1).[pic 1]

Lго = 20,34 м

                Расчёт и построение кривых mz = f(Cy) производится для малых чисел М без учёта сжимаемости. Если кривые mz = f(Cy) имеют неустойчивый характер (что может быть выяснено при расчёте величины mz всего для двух значений Су), то следует соответственно изменить центровку самолёта.

1. Вычертить график Су(α).

[pic 2]

2. Определение коэффициента продольного статического аэродинамического момента самолёта

        Величину коэффициента вычисляют по формуле:

                mzсам=mz0 δ.го.+([pic 3]X0 –[pic 4]XFδ.го.)Сy – Kго ∙ Aго ∙ аго ∙ αго ,

где mz0 δ.го.- коэффициент продольного момента самолёта без горизонтального оперения при нулевой подъёмной силе,

mz0 δ.го.= -0,020…-0,040;

mz0 δ. го.= -0,028

[pic 5][pic 6]0 – положение центра тяжести самолёта (см.п.4);

X0 = 0,24

[pic 7][pic 8]Fδ.го– фокус самолёта без горизонтального оперения,

        [pic 9][pic 10]Fδ.го= 0,13

Kг.o – коэффициент торможения скорости потока у оперения,

        Kг.o = 0,82

Aг.o – коэффициент статического момента горизонтального оперения, Aг.o = Sг.оLг.о/S ∙ вa;

Аго = 0,777

aгo – величина, которая определяется из графика аг.о = f (λ г.о)

(рис.2), аго =d Cy го/dαго [1/град];

[pic 11]

aго=0,0585

αг.о – угол атаки оперения, αго = α+φ – ε + nδ ;

α – угол атаки крыла;

φ – угол установки стабилизатора, φ = -(1…60);

ϕ = -5

ε – угол скоса потока у оперения, ε = 37/λкр ∙ Су = Д ∙ Су;

n – коэффициент эффективности руля высоты,

n = 0, 456

δ – угол отклонения руля высоты, δ =  0; ± 20; ± 40.