Литература

Геометри-ческая высота, м

Темпера-тура

T, К

Давление,

p, Па

Плотность, кг/м³

Кинемати-ческая вязкость

, м²/с

Скорость звука

а , м/с

0

288,150

1,01325+5

1,22500

1,4607-5

340,294

500

284,900

9,54613+4

1,16727

1,5195

338,370

1000

281,651

8,98763

I.11166

1,5813

336,435

1500

278,402

8,45597

1,05810

1,6463

334,489

2000

275,154

7,95014

1,00655

1,7147

332,532

2500

271,906

7,46917

9,56954-1

1,7868

330,563

3000

266,659

7,01212

9,09254

1,8628

328,584

3500

265,413

6,57804

8,63402

1,9429

326,592

4000

262,166

6,16604

8,19347

2,0275

324,589

4500

258,921

5,77526

7,77038

2,1167

322,573

5000

255,676

5,40483

7,36429

2,2110

320,545

5500

252,431

5,05393

6,97469

2,3107

318,505

6000

249,187

4,72176

6,60111

2,4162

316,452

6500

245,943

4,40755

6,24310

2,5278

314,385

7000

242,700

4,11053

5,90018

2,6461

312,306

7500

239,457

3,82997

5,57192

2,7714

310,212

8000

236,215

3,56516

5,25786

2,9044

308,105

8500

232,974

3,31542

4,95757

3,0457

305,984

9000

229,733

3,08007

4,67063

3,1957

303,848

9500

226,492

2,85847

4,39661

3,3553

301,697

10000

223,252

2,64999

4,13510

3,5251

299,532

10500

220,013

2,45402

3,88570

3,7060

297,351

11000

216,740

2,26999

3,64801

3,8988

295,154

11050

216,650

2,25223

3,62152

3,9255

295,069

11500

216,650

2,09847

3,37429

4,2131

295,069

12000

216,650

1,93994

3,11937

4,5574

295,069

12500

216,650

1,79340

2,88375

4,9297

295,069

13000

216,650

1,657964

2,66595-1

5,3325-5

295,069

13500

216,650

1,53276

2,46464

5,7680

295,069

14000

216,650

1,41703

2,27855

6,2391

295,069

14500

216,650

1,31006

2,10654

6,7486

295,069

15000

216,650

1,21118

1,94755

7,2995

295,069

15500

216,650

1,11977

1,80057

7,8954

295,069

16000

216,650

1,03528

1,66470

8,5397

295,069

16500

216,650

9,571734+3

1,59911

9,2366

295,069

17000

216,650

8,84970

1,42301

9,9902

295,069

17500

216,650

8,18224

1,31568

1,0805-4

295,069

18000

216,650

7,56521

1,21642

1,1686

295,069

18500

216,650

6,99480

1,12475

1,2639

295,069

19000

216,650

6,46747

1,03995

1,3670

295,069

19500

216,650

5,97997

9,61565-2

1,4780

295,069

20000

216,650

5,52929

8,89097

1,5989

295,069

20050

216,650

5,48614

8,82158

1,6115

295,069

21000

217,581

5,11298

7,57146

1,8843

295,703

22000

218,574

4,04748

6,45096

2,2101

296,377

23000

219,567

3,46685

5,50055

2,6136

297,049

24000

220,560

2,97174

4,69377

3,0743

297,720

25000

221,552

2,54921

4,00837

3,6135

298,389

26000

222,544

2,18837

3,42565

4,2439

299,056

27000

223,536

1,87997

2,92982

4,8905

299,722

28000

224,527

1,61619

2,50762

5,8405

300,386

стр.

Введение

2

Основные обозначения.

3

Глава 1

Общие методические указания

9

1.1

Содержание работы

9

1.2

Схематизация аэродинамической компоновки самолета.

10

1.3

Расчет основных геометрических параметров самолета

19

1.3.1

Расчет геометрических параметров фюзеляжа (мотогондолы, подвески)

19

1.3.2

Расчет геометрических параметров несущей по-верхности (крыла, горизонтального, вертикаль-ного оперений)

19

1.4

Расчетные диапазоны чисел Маха и углов атаки самолета

21

1.4.1

диапазон чисел Маха

22

1.4.2

Определение критического числа Маха

22

1.4.3

Расчетный диапазон углов атаки

24

Раздел I

Расчет аэродинамических характеристик самоле-та и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.

26

Глава 2

Определение коэффициента подъемной силы самолета

26

2.1

Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки

27

2.2

Определение производной коэффициента подъем-ной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения)

32

2.3

Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.

36

2.4

Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей, расположенных друг за другом.

41

2.4.1

Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НП_II), находящейся в следе за несущей поверхностью (НП_I) для нормальной аэродинамической компоновки.

41

2.4.2

Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НП_II), находящейся в следе за несущей поверхностью (НП_I) для аэродинамической компоновки схемы «Утка».

45

2.4.3

Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей.

48

Глава 3

Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.

50

Глава 4

Определение коэффициента лобового сопроти-вления самолета

56

4.1

Определение коэффициента лобового сопроти-вления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.

57

4.2

Расчет коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности (крыла, ГО, ПГО, ВО) при нулевой подъемной силе.

69

4.3

Расчет коэффициента сопротивления подвеши-ваемых грузов.

77

4.4

Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

78

Глава 5

Построение поляры первого рода, зависимости для самолета при или

81

Глава 6

Расчет балансировочной поляры самолета

82

6.1

Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей ( , )

83

6.1.1

Для самолета нормальной аэродинамической схемы

83

6.1.2

Для аэродинамической компоновки самолета схемы «Утка»

84

6.2

Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями.

85

6.2.1

Приращение коэффициента подъемной силы самолета нормальной аэродинамической компоновки при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями

85

6.2.2

Коэффициент подъемной силы компоновки са-молета схемы «Утка» при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями

86

6.3

Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке

86

6.3.1

Аэродинамическая компоновка нормальной схемы

86

6.3.2

Аэродинамическая компоновка схемы "Утка"

88

6.4

Определение балансировочных углов атаки.

89

6.4.1

Построение зависимости при известном значении

89

6.4.2

Определение или

90

6.4.3

Определение .

90

6.4.4

Определение

90

6.5

Построение балансировочной поляры самолета при .

91

6.5.1

Построение исходной поляры

91

6.5.2

Определение .

91

6.5.3

Построение балансировочной поляры статичес-ки устойчивого самолета нормальной аэроди-намической компоновки при и откло-нении горизонтального оперения на угол .

91

Раздел II

Расчет аэродинамических характеристик само-лета в боковом установившемся движении.

93

Глава 7

Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета

93

7.1

Коэффициент поперечной силы самолета.

94

7.2

Коэффициент момента крена самолета

96

7.3

Коэффициент момента рыскания самолета

97

Раздел III

Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета, несимметричного относительно плоскости XOZ, в продольной плоскости

101

Глава 8

Влияние несимметрии самолета относительно плоскости XOZ на его аэродинамические характеристики в продольной плоскости

101

8.1

Расчет угла атаки при нулевой подъемной силе -

102

8.1.1

Определение угла атаки при нулевой подъем-ной силе изолированной несущей поверхности.

103

8.2

Определение коэффициента интерференции между несущей поверхностью и фюзеляжем.

106

8.3

Определение коэффициента индуктивного сопротивления несимметричного самолета.

107

8.4

Расчет приращения коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении рулевых поверхностей.

107

8.5

Максимальное аэродинамическое качество несимметричного самолета.

108

8.6

Построение поляры первого рода для несим-метричного самолета при или

108

Глава 9

Влияние отклонения взлетно-посадочной механизации самолета на его аэродина-мические характеристики

109

9.1

Изменение зависимости от отклонения закрылков на угол .

110

9.1.1

Приращение коэффициента при

111

9.1.2

Изменение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки.

112

9.1.3

Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения закрылка.

112

9.2

Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения механизации передней кромки крыла.

112

9.3

Приращение коэффициента лобового сопро-тивления от отклонения механизации крыла.

113

9.3.1

Влияние отклонения закрылка на сопротивление самолета

113

9.3.2

Влияние отклонения механизации передней кромки на коэффицитент лобового сопротивления самолета

114

Раздел IV

Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета в продольной плоскости на больших углах атаки.

119

Глава 10

Определение коэффициента максимальной подъемной силы и критического угла атаки самолета для дозвуковых скоростей

119

10.1

Крыло большого удлинения ,

120

10.1.1

Коэффициент максимальной подъемной силы крыла

120

10.1.2

Критический угол атаки компоновки самолета с крылом большого удлинения

125

10.2

Крыло малого удлинения .

126

10.2.1

Коэффициент максимальной подъемной силы крыла

126

10.2.2

Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения

126

10.3

Построение зависимости для ком-поновки самолета в диапазоне углов атаки .

126

Литература

133

Приложение. Таблица параметров стандартной атмосферы

134

Оглавление

136