- •Московский авиационный институт
- •Курсовая работа Поверочный аэродинамический расчёт компоновки самолёта tsr-2.
- •Задание
- •Содержание
- •§1. Общие указания………..……………………………………………….. 5
- •§2. Определение критического числа Маха ……………………………….9
- •§3. Расчет коэффициента подъемной силы частей самолета …………….10
- •§4. Определение момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета…....19
- •§5. Расчет коэффициентов лобового сопротивления частей самолета…...23
- •§6. Расчет максимального аэродинамического качества…………..30
- •§7. Балансировка самолета в продольной плоскости….…………………...31
- •§9. Боковые характеристики самолета………………….…………………...38
- •§1. Общие указания
- •1. Условные обозначения:
- •2. Аэродинамические характеристики:
- •3. Индексы:
- •4. Геометрические характеристики самолета
- •5. Исходные данные
- •§2. Определение критического числа Маха
- •§3. Расчет коэффициента подъемной силы частей самолета
- •1. Определение коэффициента подъемной силы крыла
- •2. Определение коэффициента подъемной силы горизонтального оперения
- •3. Определение коэффициента подъемной силы фюзеляжа
- •4. Расчет коэффициента интерференции.
- •4.1 Несущие поверхности и фюзеляж.
- •4.2 Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (нпii), находящейся в следе за несущей поверхностью (нпi) для нормальной аэродинамической компоновки.
- •5. Определение коэффициента торможения
- •6. Определение коэффициента подъемной силы самолета
- •§4 Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета
- •§5. Расчет коэффициента лобового сопротивления частей самолета
- •1. Определение коэффициента лобового сопротивления изолированного крыла при нулевой подъемной силе
- •2. Определение коэффициента лобового сопротивления изолированного горизонтального оперения при нулевой подъемной силе
- •3. Определение коэффициента лобового сопротивления изолированного вертикального оперения при нулевой подъемной силе
- •4. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе
- •5. Определение коэффициента лобового сопротивления ла
- •6. Определение коэффициента индуктивного сопротивления ла
- •7. Построение поляры первого рода
- •§6. Расчет максимального аэродинамического качества.
- •§7. Балансировка самолета в продольной плоскости
- •1. Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей ()
- •2. Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями
- •3. Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке
- •4. Определение
- •5. Определение
- •Определение
- •Определение
- •8. Построение балансировочной поляры самолета нормальной аэродинамической компоновки при
- •§8. Боковые характеристики самолета
- •1. Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета
- •1.1. Коэффициент момента крена самолета
- •1.2. Коэффициент момента рыскания самолета
- •Литература
Московский авиационный институт
(государственный технический университет)
_______________________________________________
Кафедра 105
Курсовая работа Поверочный аэродинамический расчёт компоновки самолёта tsr-2.
Руководитель Бархатов В.В. ____
Студент гр.01-306 Мячин Е. О. ______
Назарян В.Г. _______
Капустин Н. _______
Москва 2012.
Задание
Произвести поверочный аэродинамический расчёт компоновки самолёта, заданной аэродинамической схемы. При этом:
Рассчитать и построить зависимости аэродинамических коэффициентов аэродинамической компоновки самолёта от числа Маха:
Cyaст = f(M∞), Сxаост =f1(M∞), Аст= f2(M∞), Кmaxст= f3(M∞)
Числа Маха принять M∞= 0.6, 0.7, Мкр=0,968846, 1.4, 1.6, 2.8.
Для звукового и сверх звукового чисел Маха рассчитать и построить (две) поляры первого рода, зависимость Cxaст=f(Cyaст) при α=0; 2˚;4˚;6˚.
Для тех же двух чисел Маха M∞< Mкр; M∞>1 определить положение фокуса самолёта и нанести его положение на схему самолёта, выполненную на формате А4 в масштабе ГОСТа (масштаб кратный 2; 5; 10).
Для любого из двух чисел Маха построить балансировочную поляру Сxaбал=f1(Cya,бал) при отклонении ГО на заданный угол + δрв≤ │7˚│(величину определить конкретно для заданной схемы самолёта). Зависимость Сxaст=f(Cyaст), Сxaбал=f1(Cya,бал) построить на формате А4, масштаб выбирать кратный 2, 4, 5, 10 (в случае компьютерного построения графиков масштаб сохранить заданным).
Расчет балансировочной поляры самолета.
В курсовой работе Назарян В. Г. рассчитывал аэродинамические параметры на махах: 0.7, 1.6; Мячин Е.О. рассчитывал аэродинамические параметры на махах: 0.6, 1.4; Капустин Н. рассчитывал аэродинамические параметры на махах: 0.8, 1.8
Содержание
Стр.
Задание………………….................................................................................2
§1. Общие указания………..……………………………………………….. 5
1. Условные обозначения ………………………………………………5
2. Аэродинамические характеристики…………………………………6
3. Индексы………………………………………………………………..6
4. Геометрические характеристики …………………………………….7
5. Исходные данные……………………………………………………..8
§2. Определение критического числа Маха ……………………………….9
§3. Расчет коэффициента подъемной силы частей самолета …………….10
1. Определение коэффициента подъемной силы крыла……………….10
2. Определение коэффициента подъемной силы горизонтального оперения…………………………………………………………………………11
3. Определение коэффициента подъемной силы фюзеляжа …………12
4. Расчет коэффициентов интерференции…………………………..…13
4.1. Несущие поверхности и фюзеляж…………..……………………..13
4.2. Несущие поверхности между собой………………………………..13
5. Коэффициент торможения……………………………………………17
6. Определение коэффициента подъемной силы ЛА……… …………18