- •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
§5. Расчет коэффициента лобового сопротивления частей самолета
Cxa=Cxa0+Cxai
Cxa0 – коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе
Cxai – коэффициент индуктивного сопротивления
- коэффициенты лобового сопротивления с учетом интерференции фюзеляжа с крылом, горизонтальным и вертикальным оперениями; коэффициенты лобового сопротивления мотогондол, подвешиваемых грузов и надстроек с учетом интерференции;
-коэффициент, учитывающий дополнительное сопротивление, обусловленное технологическими неровностями поверхности (стыковочные узлы, люки, царапины) , = 0.003 …0.004 ;
К – поправочный коэффициент, уточняющий формулу на неучтенные факторы,
К =1.05 …1.1.
Коэффициент индуктивного сопротивления самолетарассчитывается по формуле:гдеА – коэффициент отвала поляры, - коэффициент подъемной силы самолета.
1. Определение коэффициента лобового сопротивления изолированного крыла при нулевой подъемной силе
Сxар – коэффициент профильного сопротивления крыла,
Сxав - коэффициент волнового сопротивления крыла
а) Сxар = 0,925 К1Cf ηc ηм
2Cf - удвоенный коэффициент трения плоской пластины;
ηc – поправочный множитель, учитывающий влияние толщины профиля
ηм – коэффициент, учитывающий влияние числа маха
б)
(Схав)ромб – коэффициент волнового сопротивления рассматриваемого крыла с ромбовидным профилем;
φ – коэффициент учитывающий влияние формы профиля на волновое сопротивление крыла конечного размаха;
К – коэффициент учитывающий форму профиля на волновое сопротивление крыла бесконечного размаха.
в) С'xa0нп= Сxa0нп+Кинт Сxтр нп
Кинт=0,15..0,2
Опред. коэф. лобового сопрот. изолир. крыла при нулевой подъемной силе | ||||||
bак кр |
5,81491 |
5,814911 |
5,81491 |
5,814911007 |
5,814911 |
5,814911 |
Re кр |
1,4E+07 |
19979861 |
2,3E+07 |
24681005,2 |
35258579 |
47011438 |
Сf |
0,00285 |
0,0027 |
0,00268 |
0,002625 |
0,00245 |
0,002375 |
K1 |
2 |
2 |
2 |
2 |
2 |
2 |
ηс |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
ημ |
0,97 |
0,96 |
0,94 |
0,91 |
0,85 |
0,775 |
СхарКР |
0,00563 |
0,005275 |
0,00512 |
0,004861106 |
0,0042379 |
0,003746 |
(Cxавл)ромб |
|
|
|
0,004007063 |
0,0040379 |
0,004161 |
ϕ |
|
|
|
0 |
0,06 |
0,45 |
К |
|
|
|
1 |
1 |
1 |
CxавлКР |
|
|
|
0,004007063 |
0,0040379 |
0,004161 |
Сxa0кр |
0,00563 |
0,005275 |
0,00512 |
0,00886817 |
0,0082758 |
0,007907 |
Кинт |
0,2 |
0,2 |
0,2 |
0,2 |
0,2 |
0,2 |
Sпф/S |
0,32022 |
0,32022 |
0,32022 |
0,320219579 |
0,3202196 |
0,32022 |
С'ха0КР |
0,00599 |
0,005613 |
0,00544 |
0,009179494 |
0,0085472 |
0,008147 |