Московский Авиационный Институт

(государственный технический университет)

Курсовая работа

По курсу «Гидроаэродинамика ЛА»

кафедра 105

Проверочный расчет аэродинамических

характеристик самолета Су-7б .

Выполнили студенты группы __________/ Круковский С.А/

__________/ Совпель А./

__________/Исаченко Д.И/

Консультировал преподаватель ___________ /Слитинская А.Ю /

Москва 2013 г.

1. Содержание работы

курсовая работа по расчету аэродинамических характеристик самолета состоит из следующих разделов:

I. Расчет аэродинамических характеристик самолета с фюзеляжем, симметричным относительно плоскости XOZи его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.

• Расчет коэффициентов подъемной силы, момента тангажа, лобового сопротивления, максимального аэродинамического качества, для самолета с неотклоненными рулями при дозвуковых, трансзвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях.

• Расчет положения аэродинамического фокуса самолета по углу атаки.

• Расчет балансировочной поляры самолета при заданных значениях угла отклонения руля высоты и числа Маха.

II. Расчет производных коэффициентов боковой силы, момента крена, момента рыскания самолета по углу скольжения, координат фокуса по углу скольжения при заданном числе Маха.

1. Схематизация аэродинамической компоновки самолета.

Аэродинамическая компоновка сверхзвукового самолета Су-7б приведена в приложении данной работы.

На чертеже толькуры самолета и его частей, определяющие его аэродинамическую компоновку и органы продольного управления. Указаны габаритные размеры, длина и поперечный размер фюзеляжа, определяющие его сечение миделя, стреловидность передней и задней кромок крыла, вертикального оперения (ВО), средняя аэродинамическая хорда (САХ) консолей крыла, САХ крыла с подфюзеляжной частью.

Фюзеляж заменен телом вращения, максимальная площадь поперечного сечения которого равна площади миделя исходного фюзеляжа.

2. Расчет основных геометрических параметров самолета. Расчет геометрических параметров фюзеляжа.

Для фюзеляжа необходимо рассчитать следующие относительные геометрические параметры:

• удлинение фюзеляжа ;

• удлинение носовой части ;

• удлинение цилиндрической части ;

• λф	9,643312102
  λнос	1,866242038
  λцил	6,082802548
  λкорм	1,694267516
  ηнос	0,566878981
  ηкорм	0,668789809

  удлинение кормовой части ;

• сужение носовой части

• сужение кормовой части

Рассчитанные данные приведем в виде следующей таблицы:

Фюзеляж			Sф	1,935927933	м2
Lф	15,14	м	dдон	1,05	м	dзат	0,89	м
Lнос	2,93	м	dф	1,57	м	d`зат	0,566879
Lкорм	2,66	м	S`ф	0,053800958		dц.т.	0,33	м
λф	9,643312		Sдон	0,8654625	м2	dII	1,31	м

Расчет геометрических параметров несущей поверхности (крыла, горизонтального, вертикального оперения)

Для несущей поверхности необходимо рассчитать следующие относительные геометрические параметры:

• удлинение несущей поверхности (крыло, ГО) ;

• удлинение консоли несущей поверхности (крыло, ГО) ;

• Крыло
  λ	2,408796895
  λк	2,211428571
  η	3,093567251
  ηкнп	3,093567251
  ВО
  λво=λкво	1,820738137

  удлинение ВО

• удлинение консоли ВО

• сужение несущей поверхности

Полученные параметры занесены в таблицы:

Крыло	χпк	63	градусы	S	35,98315	м2
	χзк	47	градусы	Sконсолей	27,09	м2
концевая	bк	1,71	м	lк/2	3,87	м
бортовая	bб кр	5,29	м	χ0,5	53	градусы
	b0к кр	5,29	м	c`	0,08
корневая	b0 кр	6,02	м	L1	7,31	м
размах	l	9,31	м	S`к	0,752852377
	ba	6,4	м	ba ккр	5,51	м

Вертикальное оперение

ВО				bаво	3,17	м
	χпк	60	градусы	Sво	7,36855	м2
	χзк	31	градусы	S`во	0,204777792
концевая	bк во	1,45	м	χ0,5	50	градусы
бортовая	bб во	4,24	м	c`	0,08
корневая	b0 к во	4,24	м	λво	1,820738137
размах	lво	2,59	м	η	2,924137931

Горизонтальное оперение

	χпк	60	градусы	Sго	7,722	м2	bакго	1,93
	χзк	31	градусы	S`го	0,2146		lкго	1,8
	χ0,5	51	градусы	c`	0,07
концевая	bк го	0,8	м	λкго	0,41958
бортовая	bб го	2,45	м	η	4,3625
корневая	b0 к го	3,49	м	S`кго	0,162576
размах	lго	4,63	м	Sкго	5,85	м2

• среднюю аэродинамическую хорду несущей поверхности формы в плане

Для крыла простой формы в плане и координаты ее носка можно рассчитать по формулам:

; ;