Курсовая работа: Курсовая работа по дисциплине Аэродинамика самолета Проверочный расчет адх сверхзвукового самолета Су34

Принимаем, что центр масс лежит на линии носков САХ крыла с подфюзеляжной частью, поэтому ????̄???? = 0

Результат расчетов внесен в таблицу

Определение С_{уа бал}

Мах	0,2	0,7	2
Х͞ Fα	0,915455	0,946847	0,992521
Х͞ T	0	0	0
Х͞Fα го	1,292971794	1,297335203	1,37088982
bА кр	6,417
	0,391976	0,3701601	0,376002356
Ca ya бал	0,02591041	0,0254	0,0232

4. 
   Определение балансировочных углов атаки, построение при известном значении
   

Определяем по формуле:



Для нормальной аэродинамической компоновки изменение коэффициента момента тангажа от отклонения управляющих поверхностей на угол или (отклонение против часовой стрелки), при или (отклонение по часовой стрелке)
Определение ????????????_го

Мах	0,2	0,7	2
Х͞Fα го - Х͞ T	1,292971794	1,297335203	1,37088982
????????????????го	±0,0865965	±0,0924089	±0,0888300
????????????го	±0,111966832	±0,119885319	±0,1217761

На рисунке ????????=f(а)откладываем по оси ???????? , значение ????????????го при значениях ∓????го и проводим прямые, параллельные зависимости ???????? = ????(????) для соответствующего числа Маха . Точки пересечения этих прямых с осью углов атаки определяют значения углов атаки ???? = ????бал (????бал1 при ????????????го > 0, ????бал2 при ????????????го

Зависимость ????????, ±????????????_го от угла атаки при 0,2М

Угол атаки		???????????? +	???????????? -
-9°	0,44901	0,56098	0,33704
-6°	0,29934	0,41131	0,18737
-3°	0,14967	0,26164	0,03770
0°	0	0,11197	-0,11197
3°	-0,14967	-0,03770	-0,26164
6°	-0,29934	-0,18737	-0,41131
9°	-0,44901	-0,33704	-0,56098

График зависимости ????????=f(а) при 0,2М

Зависимость ????????, ±????????????_го от угла атаки при 0,7М

Угол атаки		???????????? +	???????????? -
-9°	0,48699	0,606875	0,367105
-6°	0,32466	0,444545	0,204775
-3°	0,16233	0,282215	0,042445
0°	0	0,119885	-0,11989
3°	-0,1623	-0,04244	-0,28222
6°	-0,3247	-0,20477	-0,44455
9°	-0,487	-0,3671	-0,60688

График зависимости ????????=f(а) при 0,7М


Зависимость ????????, ±????????????_го от угла атаки при 2М

Угол атаки		???????????? +	???????? -
-9°	0,4284	0,5501761	0,3066239
-6°	0,2856	0,4073761	0,1638239
-3°	0,1428	0,2645761	0,0210239
0°	0	0,1217761	-0,1217761
3°	-0,143	-0,0210239	-0,2645761
6°	-0,286	-0,1638239	-0,4073761
9°	-0,428	-0,3066239	-0,5501761

График зависимости ????????=f(а) при 2М

Балансировочный угол атаки можно определить по формуле:



Определение α_бал

Мах	0,2	0,7	2
αбал +	2,244274043	2,215585271	2,558321429
αбал -	-2,244274043	-2,215585271	-2,558321429

Определение С_{уа бал}

Мах	0,2	0,7	2
+	0,05815	0,056276	0,059353
-	-0,05815	-0,056276	-0,059353

.

– приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости. Аналогично

производные коэффициентов изолированных консолей ГО.

Для М=0.2: ????????????????го = 0,002847632

Для М=0,7: ????????????????го = 0,002981969

Для М=2: ????????????????го = 0,002866140

5. 1   2   3   4   5   6

Построение балансировочной поляры самолета

Расчеты для построения поляры при 0,2М

Мах = 0,2	Сха	Суа
-9	0,1008	-0,49043
-6	0,0578	-0,32695
-3	0,032	-0,16348
0	0,0234	0
3	0,032	0,1635
6	0,0578	0,327
9	0,1008	0,4904
????го +5	Сха	Суа
-9	0,103647632	-0,40383
-6	0,060647632	-0,24036
-3	0,034847632	-0,07688
0	0,026247632	0,086597
3	0,034847632	0,250074
6	0,060647632	0,41355
9	0,103647632	0,577027
????го -5	Сха	Суа
-9	0,103647632	-0,57703
-6	0,060647632	-0,41355
-3	0,034847632	-0,25007
0	0,026247632	-0,0866
3	0,034847632	0,076881
6	0,060647632	0,240357
9	0,103647632	0,403834

Балансировочная поляра при m_z<0 и отклонении горизонтального оперения при балансировке на угол 5 для 0,2М
Расчеты для построения поляры при 0,7М

Мах = 0,7	Сха	Суа
-9	0,103254	-0,514302
-6	0,058139	-0,342868
-3	0,031071	-0,171434
0	0,022048	0
3	0,031071	0,171434
6	0,058139	0,342868
9	0,103254	0,514302
????го +5	Сха	Суа
-9	0,106235969	-0,4219
-6	0,061120969	-0,2505
-3	0,034052969	-0,079
0	0,025029969	0,09241
3	0,034052969	0,26384
6	0,061120969	0,43528
9	0,106235969	0,60671
????го -5	Сха	Суа
-9	0,106235969	-0,6067
-6	0,061120969	-0,4353
-3	0,034052969	-0,2638
0	0,025029969	-0,0924
3	0,034052969	0,07903
6	0,061120969	0,25046
9	0,106235969	0,42189