Техническое описание самолета.
Схема самолета.
Техническое описание самолета.
"Мираж" G выполнен по схеме высокоплана с крылом, имеющим аэродинамическую крутку и нулевой угол установки. Угол стреловидности передней кромки поворотных частей крыла может изменяться в пределах 20-70 град.
Хорошие характеристики самолета "Мираж" G при сверхзвуковом полете (несмотря на сравнительно небольшую тягу двигательной установки) были получены не только благодаря использованию крыла большой стреловидности (малое волновое сопротивление), но также за счет принятой большей удельной нагрузки на крыло (малое сопротивление трению) и использования профилей с относительной толщиной, изменяющейся вдоль размаха от 11 до 4% (при изменении стреловидности от 20 до 70 гр. относительная толщина профиля уменьшается приблизительно в 2 раза).
Вдоль всего размаха крыла располагаются предкрылки и двухщелевые выдвижные закрылки, благодаря которым коэффициент подъемной силы при стреловидности 20 гр. составляет 2.8, т.е. в 4 раза больше, чем у самолета "Мираж" III. Максимальный угол отклонения закрылков составляет 52 гр.
Во время взлета и посадки предкрылки выдвигаются в крайнее положение; на остальных режимах полета они находятся в среднем положении, что улучшает управляемость самолета (даже при максимальном угле стреловидности крыла). При стреловидности 70 гр. закрылки и интерцепторы блокируются механически. При минимальной стреловидности и выпущенных закрылках и интерцепторах механически блокируется система поворота консолей крыла.
Для уменьшения длины пробега и скорости во время пикирования использованы четырехсекционные тормозные щитки, расположенные по контуру хвостовой части фюзеляжа (перед горизонтальным оперением). Самолет также оснащен тормозным парашютом.
Система аэродинамического управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и классического вертикального оперения.
Летно-технические данные самолета.
Расчетная схема самолета.
Определение основных геометрических
Параметров самолета.
Фюзеляж:
- удлинение фюзеляжа 
=7,27
- удлинение носовой части 
= 2,25
- удлинение цилиндрической части 
=3,32
- удлинение кормовой части 
=1,69
- сужение носовой части 
=0,82
- сужение кормовой части 
=0,62
Крыло:
- удлинение крыла 
=7,62 (М<1), 1,71 (M>1)
- удлинение консольной крыла 
=6,92 (М<1), 1,39 (M>1)
- сужение крыла с подф. частью 
=2,42 (М<1), 2.56 (M>1)
- сужение консольной части крыла 
=2,21 (М<1), 2,11 (M>1)
- средняя аэродинамическая хорда крыла 
=2,9м (М<1), 4,36м (M>1)
ГО:
- удлинение ГО =2,59
- удлинение консольной части ГО =2,27
- сужение ГО с подф. частью =4,99
- сужение консольной части ГО =3,78
- средняя аэродинамическая хорда ГО =2,55м
- ВО:
- удлинение ВО 
=2,39
- удлинение ВО с подф. частью 
=2,27
- сужение ВО с подф. частью =4,09
- сужение консольной части ВО =3,18
- средняя аэродинамическая хорда ВО =2,24м
Определение
.
 | |
| М=0,6 | 0,0087 |
| М=1,6 | 0,0018 |
Определение 
.
– приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости.
Построение сводных таблиц.
Cxa0 = f1(М¥)
= f2(М¥)
Kmax= f3(М¥)
A= f4(М¥)
= f4(М¥)
Содержание:
1. Схема самолета.
2. Техническое описание самолета.
3. Летно-технические данные самолета.
4. Расчетная схема самолета.
5. Определение основных геометрических параметров самолета.
6. Определение критического числа Маха.
7. Определение производной подъемной силы самолета.
8. Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.
9. Определение коэффициента лобового сопротивления самолета.
10. Построение поляры первого рода.
11. Расчет балансировочной поляры самолета
12. Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета.
Курсовая работа по расчету
Схема самолета.
Техническое описание самолета.
"Мираж" G выполнен по схеме высокоплана с крылом, имеющим аэродинамическую крутку и нулевой угол установки. Угол стреловидности передней кромки поворотных частей крыла может изменяться в пределах 20-70 град.
Хорошие характеристики самолета "Мираж" G при сверхзвуковом полете (несмотря на сравнительно небольшую тягу двигательной установки) были получены не только благодаря использованию крыла большой стреловидности (малое волновое сопротивление), но также за счет принятой большей удельной нагрузки на крыло (малое сопротивление трению) и использования профилей с относительной толщиной, изменяющейся вдоль размаха от 11 до 4% (при изменении стреловидности от 20 до 70 гр. относительная толщина профиля уменьшается приблизительно в 2 раза).
Вдоль всего размаха крыла располагаются предкрылки и двухщелевые выдвижные закрылки, благодаря которым коэффициент подъемной силы при стреловидности 20 гр. составляет 2.8, т.е. в 4 раза больше, чем у самолета "Мираж" III. Максимальный угол отклонения закрылков составляет 52 гр.
Во время взлета и посадки предкрылки выдвигаются в крайнее положение; на остальных режимах полета они находятся в среднем положении, что улучшает управляемость самолета (даже при максимальном угле стреловидности крыла). При стреловидности 70 гр. закрылки и интерцепторы блокируются механически. При минимальной стреловидности и выпущенных закрылках и интерцепторах механически блокируется система поворота консолей крыла.
Для уменьшения длины пробега и скорости во время пикирования использованы четырехсекционные тормозные щитки, расположенные по контуру хвостовой части фюзеляжа (перед горизонтальным оперением). Самолет также оснащен тормозным парашютом.
Система аэродинамического управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и классического вертикального оперения.