Механизация крыла: закрылки.

размах l_з=33,34м;

Обсуживаемая площадь s_{обсл зак}=105+83,53=188,53м².

Горизонтальное оперение.

Размах ГО lго=22,2м;

площадь ГО s_го=146,3м²;

площадь консолей ГО s_{го к}=118,42м²;

удлинение ГО λ_го=l²_го/s_го=22,2²/146,3=3,37;

корневая хорда b₀=10,01;

концевая хорда b_к=2,863;

сужение ГО η_го=b₀/b_к=10,01/2,863=3,496;

угол стреловидности по передней кромке: х_0го=42º;

угол стреловидности ГО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по 0,5 хорд:

угол стреловидности по рулю высоты x_рв=28º.

Вертикальное оперение .

Высота ВО l_во=12,03м;

площадь ВО s_во=111м²;

площадь консолей ВО s_{во к}=81м²;

удлинение ВО λ_во=l²_во/s_во=12.03²/111=1,305;

корневая хорда b₀=13,85м;

концевая хорда b_к=4.55м;

сужение ВО η_го=b₀/b_к=13.85/4.55=3,078;

угол стреловидности по передней кромке: х_0во=50º;

угол стреловидности ВО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по 0,5 хорд:

угол стреловидности по рулю направления x_рн=34º.

Фюзеляж.

Длина фюзеляжа l_ф=68,6м;

площадь миделя фюзеляжа s_мф=51,5м²;

диаметр фюзеляжа d_ф=8.1м;

удлинение фюзеляжа λ_ф=l_ф/d_ф=68,6/8,1=8,47;

удлинение носовой части фюзеляжа λ_нчф=l_нчф/d_ф=13,78/8,1=1,702;

удлинение хвостовой части фюзеляжа λ_хчф=l_хчф/d_ф=24,985/8,1=3,085;

площадь омываемой поверхности фюзеляжа:

Мотогондолы двигателей.

Длина l_мг=6,5м;

диаметр d_мг=2,502м;

площадь миделя s_ммг=4,86м²;

удлинение мотогондол λ _мг =l _мг /d _мг=6,5/2,49=2,6;

удлинение носовой части λ_нчмг=l_нчмг/d_мг=1,95/2,49=1.31;

удлинение хвостовой части λ_хчмг=l_хчмг/d_мг=2,403 /2.49=0.96;

площадь омываемой поверхности

;

;

;

м²

2 Расчет критического числа Маха самолета.

Критическое число Маха – есть такое число Маха набегающего потока, при котором где-либо на профиле (теле) возникает скачок уплотнения.

За расчетное критическое число Маха самолета принимается самое минимальное значение критического числа Маха отдельных агрегатов самолета (крыло, фюзеляж, оперение и др.).

2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения.

Критическое число Маха крыла будем определять из уравнения:

(2.1)

где - относительная толщина профиля;

-средняя аэродинамическая хорда;

-толщина профиля

-зависит от вида профиля ,коэффициента подъёмной силы,и стреловидности крыла

, (2.2)

где

Выбираем =1,15 для крыла и =1 для горизонтального и вертикального оперения (соответствует симметричным профилям). На данном этапе курсовой работы принимаем=0,6 для крыла и =0,0 для вертикального и горизонтального оперения.

Для крыла

=38; =0,6; =0,12

Подставляя различные числа Маха в уравнение (2.1) добиваемся того, чтобы относительная толщина профиля была равна заданной:

тогда критическое число Маха для крыла =

Для вертикального оперения

=38, =0, =0,09

,

тогда для вертикального оперения =

Для горизонтального оперения

=36, =0, =0,09,

тогда для горизонтального оперения =

2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы.

Критическое число Маха для фюзеляжа с параболической формой носовой части определяем по формуле

, (2.3)

где – удлинение носовой части фюзеляжа.

Удлинение носовой части фюзеляжа определим из соотношения

, (2.4)

где – длина носовой части фюзеляжа самолета, м;

– диаметр миделя фюзеляжа самолета, м.

.

Тогда

.

Расчет критического числа Маха мотогондолы ведется аналогично фюзеляжу с заменой удлинения носовой части фюзеляжа на удлинение носовой части мотогондолы.

, (2.3*)

где – удлинение носовой части мотогондолы.

, (2.4*)

где – длина носовой части мотогондолы самолета м;

– диаметр миделя мотогондолы самолета, м.

.

Тогда

=0,835