Казанский национальный исследовательский технический университет -
- Казанский авиационный институт
Кафедра аэрогидродинамики
Пояснительная записка
к курсовой работе по дисциплине «Аэрогидродинамика»
Вариант №8
Выполнил:
студент группы 1318
Хафизов И.У.
Проверила:
Макарова Л.А.
Казань 2012г.
1. Исходные данные для расчета
Исходные данные для расчета определяются следующими характеристиками профиля и крыла.
Профиль NACA 22011
Параметры профиля задаются следующими
величинами (при числе Маха
= 0,2
и значении числа Рейнольдса Re1
= 1,7х106):
- тип профиля – обычный;
- относительная кривизна
%
= 2%;
- относительная толщина
%
= 11%;
- угол нулевой подъемной силы
= -1,80
- критический угол атаки
=
13,070;
- максимальный коэффициент подъемной
силы
= 1,362;
- минимальный коэффициент лобового
сопротивления
= 0,0073;
- производная коэффициента подъемной
силы по углу атаки
= 5,25 1/рад.
%
=30%
2. Параметры крыла:
- корневая хорда крыла
= 3,2м;
- удлинение крыла
;
- сужение крыла
;
- угол крутки концевого сечения крыла
= -40;
- угол стреловидности
=
350;
-Задаются числа Маха и Высота
-
М
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,85
Н, км
0
1,54
3,08
4,62
6,16
7,7
9,24
10
2. Определение углов стреловидности и чисел Рейнольдса
2.1. С помощью формулы
определяются углы стреловидности
по линии 0,5 хорды (m = 0,5)
и
по линии максимальных толщин
(m =
=
(%)/100).
Расчет этих углов производится после
определения угла
2.2. Задаются числа Маха
=
0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7; 0,8; 0,85.
2.3. Вычисляются значения чисел Рейнольдса
,
где 
,
[м];
,
1/м; H
высота полета в км. Формула
справедлива при
км.
Для Н =
0 км
Для Н =
1,54 км
Для Н =
3,08 км
Для Н =
4,62 км
Для Н =
6,16 км
Для Н =
7,7 км
Для Н =
9,24 км
Для Н =
10 км
При М = 0,2
При М = 0,3
При М = 0,4
При М = 0,5
При М = 0,6
При М = 0,7
При М = 0,8
При М = 0,85
3. Расчет коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла
3.1. Расчет производной коэффициента
подъемной силы по углу атаки
(на линейном участке) для числа Рейнольдса
производится по формулам:
, (1)
где
,
,
При М = 0,2
При М = 0,3
При М = 0,4
При М = 0,5
При М = 0,6
При М = 0,7
При М = 0,8
При М = 0,85
3.2. Расчет нулевого угла атаки
крыла
.
С учетом крутки крыла угол
определяется из следующих выражений:
,
, (2)
. (3)
Здесь
слагаемое, зависящее
от крутки крыла, которое определено для
случая равномерной крутки по размаху
крыла. С точки зрения получения
максимального аэродинамического
качества K рекомендуется
угол крутки концевого сечения взять
- 4
(если
< 0,
то аэродинамический угол атаки концевого
сечения меньше корневого).
3.3. Расчет критического угла атаки
крыла
:
, (4)
где
;
;
;
при
.
При М = 0,2
При М = 0,3
При М = 0,4
При М = 0,5
При М = 0,6
При М = 0,7
При М = 0,8
При М = 0,85
3.4. Расчет максимального значения
коэффициента подъемной силы
крыла (для числа Рейнольдса Re1)
с учетом сжимаемости можно приближенно
определить по формулам:
,
(5)
где
,
При М = 0,2
При М = 0,3
При М = 0,4
При М = 0,5
При М = 0,6
При М = 0,7
При М = 0,8
При М = 0,85
3.5. Расчет угла окончания линейного
участка
из условия гладкого сопряжения линейного
и нелинейного участка:
,
град, (6)
где
.
При М = 0,2
При М = 0,3
При М = 0,4
При М = 0,5
При М = 0,6
При М = 0,7
При М = 0,8
При М = 0,85
3.6. Расчет коэффициента подъемной
силы
(на линейном и нелинейном участках).
Предварительно
определяем коэффициент
,
учитывающий влияние числа Рейнольдса
на коэффициент подъемной силы. Расчет
производится после определения параметра
t с помощью выражения:
.
Коэффициент, можно рассчитать по формуле
,
где
,
.
При М = 0,2
При М = 0,3
При М = 0,4
При М = 0,5
При М = 0,6
При М = 0,7
При М = 0,8
При М = 0,85
Здесь принято, что переход ламинарного
к турбулентному режиму течения в
пограничном слое происходит около
передней кромки. Формулу для
можно использовать в диапазоне чисел
Рейнольдса
.
При ориентировочных расчетах можно
полагать
.
Коэффициент
подъемной силы крыла на линейном участке
(для числа Рейнольдса Re1) определяется
выражением
, (7)
где углы , измеряются в градусах.
Определим
теперь
на нелинейном участке при
(для числа Рейнольдса Re1).
При диффузорном отрыве потока можно
принять [5]:
,
,
где 
.
С учетом влияния числа Рейнольдса окончательно получим выражение для зависимости коэффициента подъемной силы крыла для данного угла атаки
;
и выражение для производной коэффициента подъемной силы
.
При М = 0,2
На линейном участке:
На нелинейном участке:
При М = 0,3
На линейном участке:
На нелинейном участке:
При М = 0,4
На линейном участке:
На нелинейном участке:
При М = 0,5
На линейном участке:
На нелинейном участке:
При М = 0,6
На линейном участке:
На нелинейном участке:
При М = 0,7
На линейном участке:
На нелинейном участке:
При М = 0,8
На линейном участке:
На нелинейном участке:
При М = 0,85
На линейном участке:
На нелинейном участке:
