- •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
4. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе
Cxa0 ф=Сха тр ф+Сха давл ф
Сха тр ф - коэффициент сопротивления трения фюзеляжа
Сха давл ф – коэффициент сопротивления давления
а) Сха тр ф=2Сfηмηλ
2Cf - удвоенный коэффициент трения плоской пластины;
ηм – коэффициент учитывающий влияние сжимаемости;
ηλ – коэффициент формы, учитывающий отличие фюзеляжа от плоской пластины;
Fф – площадь смоченной поверхности фюзеляжа;
Sф – площадь миделевого сечения фюзеляжа.
б) Сха давл = Сха нос + Сха корм + Сха дон
Сханос, Схакорм, Схадон - соответственно коэффициенты сопротивления носовой, кормовой частей и донного сопротивления;
;- для чисел М< 0,8
M |
0,6 |
0,7 |
0,968846 |
1,4 |
1,6 |
1.8 |
Сp |
-0,09553 |
-0,09881 |
-0,2 |
-0,22 |
-0,19 |
-0,145 |
A |
0,190041 |
0,190041 |
0,190041 |
0,190041 |
0,190041 |
0,190041 |
Kη |
1 |
1 |
0,4 |
0,4 |
0,49 |
0,55 |
Sдон |
1,975592 |
1,975592 |
1,975592 |
1,975592 |
1,975592 |
1,975592 |
Опред. коэф. лобового сопрот. фюз. при нулевой подъемной силе | ||||||
M |
0,6 |
0,7 |
0,96885 |
1,4 |
1,6 |
1,8 |
Reф |
6,2E+07 |
72874100 |
1E+08 |
145748199,7 |
166569371 |
1,87E+08 |
2Сf |
0,0046 |
0,0043 |
0,00425 |
0,004 |
0,0039 |
0,00385 |
ημ |
0,97 |
0,95 |
0,94 |
0,91 |
0,85 |
0,775 |
ηλ |
1,07 |
1,07 |
1,07 |
1,07 |
1,07 |
1,07 |
Fф |
103,06 |
103,0602 |
103,06 |
103,060188 |
103,06019 |
103,0602 |
Cxa0фтр |
0,06197 |
0,056734 |
0,05548 |
0,050554008 |
0,0460403 |
0,04144 |
Cxaнос |
0,002 |
0,025 |
0,06 |
0,063 |
0,075 |
0,065 |
Cxaкорм |
0,0425 |
0,036 |
0,035 |
0,034 |
0,032 |
0,016 |
Cxaдон |
-0,04754 |
-0,04917 |
-0,03981 |
-0,04379146 |
-0,046329 |
-0,03969 |
Cxaфдавл |
-0,00304 |
0,011831 |
0,05519 |
0,05320854 |
0,0606706 |
0,041314 |
Cxa0ф |
0,05893 |
0,068566 |
0,11067 |
0,103762547 |
0,1067109 |
0,082754 |
5. Определение коэффициента лобового сопротивления ла
Определение коэф. лобового сопротивления самолета | ||||||
M |
0,6 |
0,7 |
0,96885 |
1,4 |
1,6 |
1,8 |
К |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
1,1 |
Sф' |
0,06054 |
0,060537 |
0,06054 |
0,060536749 |
0,0605367 |
0,060537 |
Cxa0ф |
0,05893 |
0,068566 |
0,11067 |
0,103762547 |
0,1067109 |
0,082754 |
С'ха0КР |
0,00563 |
0,005613 |
0,00544 |
0,009179494 |
0,0085472 |
0,008147 |
Кткр |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
Sкр' |
0,66697 |
0,666972 |
0,66697 |
0,666971638 |
0,6669716 |
0,666972 |
С'ха0ГО |
0,00672 |
0,006331 |
0,00604 |
0,009825121 |
0,0091578 |
0,008445 |
Ктго |
0,98357 |
0,9801 |
0,97911 |
0,977625 |
0,9603 |
0,924988 |
Sго' |
0,13022 |
0,130223 |
0,13022 |
0,130222629 |
0,1302226 |
0,130223 |
С'ха0ВО |
0,00726 |
0,006675 |
0,00634 |
0,010091352 |
0,0086468 |
0,0075 |
Ктво |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
Sво' |
0,1702 |
0,1702 |
0,1702 |
0,1702 |
0,1702 |
0,1702 |
ΔСха0 |
0,004 |
0,004 |
0,004 |
0,004 |
0,004 |
0,004 |
Сха0ст |
0,0146 |
0,015 |
0,017 |
0,021 |
0,020 |
0,018 |