- •Кафедра аэрогидродинамики Расчет аэродинамических характеристик самолета
- •Самсонов е.Н.
- •Клементьев в.А.
- •Введение
- •Основные характеристики
- •4.7 Расчет координат докритической поляры
- •Расчет координат точек поляры для посадки без учета влияния земли
- •Расчет координат точек поляры взлета с учетом влияния земли
- •Расчет координат посадочной поляры с учетом влияния земли
- •Расчет сетки закритических поляр
- •Расчет волнового сопротивления крыла
- •7.7 Расчет координат взлетно-посадочной поляры
- •Расчет полетных характеристик
- •Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки
- •Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления
- •Построение зависимости аэродинамического качества
- •Расчет сквозных характеристик самолета
- •Построение зависимости минимального коэффициента
- •Построение зависимости отвала поляры от числа Маха
- •Построение зависимости максимального аэродинамического
- •10. Расчет зависимости подъемной силы от угла
-
Расчет координат точек поляры взлета с учетом влияния земли
Таблица 8 – Координаты точек поляры взлета с учетом влияния земли
Cya |
0 |
0,1 |
0,2 |
0,3 |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
1,0 |
1,2 |
Cxa |
0,037 |
0,0366 |
0,0362 |
0,036 |
0,0361 |
0,0364 |
0,037 |
0,038 |
0,039 |
0,04 |
0,042 |
0,046 |
-
Расчет координат посадочной поляры с учетом влияния земли
Таблица 9 – Координаты точек посадочной поляры с учетом влияния земли
Cya |
0 |
0,1 |
0,2 |
0,3 |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
1,05 |
1,23 |
Cxa |
0,0876 |
0,0866 |
0,0858 |
0,0853 |
0,085 |
0,0858 |
0,0853 |
0,0858 |
0,0866 |
0,0876 |
0,0896 |
0,093 |
-
Расчет сетки закритических поляр
В курсовой работе закритические поляры рассчитываются в диапазоне с шагом .
-
Расчет волнового сопротивления крыла
По табл. 10 для ,
Таблица 10
0 |
0,1 |
0,2 |
0,3 |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
|
0,844 |
0,830 |
0,816 |
0,801 |
0,785 |
0,769 |
0,752 |
Если , то волновое сопротивление определяется формулой
;
Если , то волновое сопротивление определяется формулой
;
где ; .
Результаты расчета волнового сопротивления крыла представлены в табл. 12.
Волновое сопротивление |
||||
0 |
0,00063 |
0,0027 |
0,0132 |
0,0344 |
0,1 |
0,0008 |
0,0046 |
0,0178 |
0,0426 |
0,2 |
0,00111 |
0,0073 |
0,0235 |
0,05196 |
0,3 |
0,0019 |
0,0114 |
0,031 |
0,0632 |
0,4 |
0,00385 |
0,0161 |
0,0395 |
0,07668 |
0,5 |
0,0067 |
0,0223 |
0,0498 |
0,0918 |
0,6 |
0,0113 |
0,0301 |
0,0624 |
0,1096 |
Окончательные результаты расчета поляр по формуле сводим в таблицу 12.
Таблица 12 – Сводная таблица лобовых сопротивлений самолета Citation-2
Число Маха |
Коэффициент подъемной силы Cya |
|||||
0 |
0,2 |
0,3 |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
|
0,7 |
0,021 |
0,023 |
0,025 |
0,029 |
0,036 |
0,045 |
0,8 |
0,022 |
0,025 |
0,029 |
0,035 |
0,044 |
0,057 |
0,9 |
0,037 |
0,041 |
0,046 |
0,054 |
0,066 |
0,081 |
0,95 |
0,082 |
0,087 |
0,093 |
0,102 |
0,117 |
0,135 |
-
Расчет взлетно-посадочной поляры
Число Маха взлета-посадки примем Мвп=0,16
(м/с)
-
Определение пассивного сопротивления крыла
Определим для двух участков крыла числа Рейнольдса Re, относительные координаты точек перехода ламинарного потока в турбулентный и удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки .
-
Подфюзеляжный участок крыла
bсрпф=3,1 м ; =0.
2Cf пФ=0,0059
-
Консольная часть крыла
2Cfк=0,0052
-
Определение средней величины удвоенного коэффициента сопротивления трения тонкой пластинки
-
Определение профильного сопротивления крыла
-
Определение пассивного сопротивления крыла
,где
kинт=0,5 – коэффициент интерференции [2, с.18]
- относительная длина щелей
lщ=10,2 м ;
-
Расчет пассивного сопротивления фюзеляжа
, =0
[2, c.17]
- поправка на удлинение,
- пренебрегаем поправкой на сжимаемость воздуха, т.к. Мвп<<0,4
- поправка на отклонение носовой части фюзеляжа от формы тела
вращения [3, c.55]
7.3 Расчет пассивного сопротивления оперения
7.3.1 Расчет пассивного сопротивления горизонтального оперения
Так как горизонтальное оперение имеет излом по задней кромке, то разобьем его на 2 участка
; м
, [3, с.13]
; м
, [3, с.13]
7.3.2 Расчет пассивного сопротивления вертикального оперения
Так как вертикальное оперение имеет наплыв, то разбиваем его на два участка: верхний и нижний. Их площади и средние хорды равны:
; м
, так как участок находится за крылом.
, [3, с.13]
; м
, [3, с.13]
, [2, с.19]
7.4 Определение пассивного сопротивления мотогондолы
Пассивное сопротивление мотогондолы определяется аналогично фюзеляжу, меняется лишь величина дополнительного сопротивления , [2, с.20]
, [2, с.20]
,
,, [2,c.19]
-
Расчет пассивного сопротивления пилона
- из-за влияния близости фюзеляжа и мотогондолы
7.6 Определение пассивного сопротивления самолета
Таблица 13 – Сводка лобовых сопротивлений
наименование части самолета |
кол-во, шт |
площадь Si, м^3 |
коэф. лобового сопротивления Сxa0i |
|
% |
крыло |
1 |
31,2 |
0,0069 |
0,215 |
36,75 |
фюзеляж |
1 |
2,01 |
0,096 |
0,193 |
32,99 |
горизонтальное оперение |
1 |
5,88 |
0,0072 |
0,049 |
8,38 |
вертикальное оперение |
1 |
4,76 |
0,0077 |
0,035 |
5,98 |
мотогондола |
2 |
0,502 |
0,0084 |
0,084 |
14,36 |
пилон |
2 |
0,66 |
0,0068 |
0,009 |
1,54 |
Определим пассивное сопротивление самолета