- •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
2. Аэродинамические характеристики:
CYa, CXa - коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления;
CY, CX - коэффициенты нормальной и продольной сил;
mZa, mZ - коэффициенты момента тангажа;
CF - коэффициент подсасывающей силы;
A - коэффициент отвала поляры;
Cf - коэффициент сопротивления трения пластины;
α0 - угол атаки самолета крыла горизонтального оперения при нулевой подъемной силе;
CXa0 - коэффициент лобового сопротивления самолета фюзеляжа, крыла, оперения при нулевой подъемной силе;
CXai - коэффициент индуктивного сопротивления самолета;
K - аэродинамическое качество самолета;
CXaв - коэффициент волнового сопротивления;
CXaнос, CXaкор, CXaдп - соответственного коэффициенты сопротивления носовой, кормовой частей и донного сопротивления;
xFα, xFαкр, xFαф, xFαго - соответственно координаты фокуса по углу атаки самолета, изолированного крыла, корпуса и горизонтального оперения;
α - угол атаки самолета в …°;
ε - угол скоса потока в …°;
φ, δ - соответственно углы установки крыла отклонения руля высоты;
; ;- частные производные.
3. Индексы:
кр - крыло;
го - горизонтальное оперение;
во - вертикальное оперение;
ф - корпус, фюзеляж;
из - изолированный;
эф - эффективный;
max - максимальный.
4. Геометрические характеристики самолета
Крыло:
с |
0,432648 | |||
bо кр |
10,64 | |||
lкр |
11,28 | |||
Sкр |
65,58 | |||
lк кр |
9,03 | |||
Sк кр |
43,74 | |||
bк кр |
1,1 | |||
b0 к кр=bб кр |
8,7 | |||
χпк кр |
60 | |||
χзк кр |
0 | |||
bА кр |
7,0935105 | |||
bА к кр |
5,814911 | |||
χ0,5 кр |
41 | |||
Č |
0,0406624 | |||
Расчет основных геометрических параметров | ||||
λкр |
|
1,940201281 | ||
λк кр |
|
1,864218107 | ||
ηкр |
|
9,672727273 | ||
ηк кр |
|
7,909090909 | ||
zа кр |
|
2,056149915 |
Горизонтальное оперение:
lк го |
4 | ||
Sк го |
8,54 | ||
bк го |
0,5 | ||
bо го |
5,1 | ||
b0 к го=bб го |
3,65 | ||
χпк го |
60 | ||
χзк го |
3 | ||
bА го |
3,437928 | ||
χ0,5 го |
39 | ||
bА к го |
2,2199921 | ||
Расчет основных геометрических параметров | |||
λго |
|
2,137767221 | |
λк го |
|
1,8735363 | |
ηго |
|
10,2 | |
ηк го |
|
7,3 |
Вертикальное оперение:
lво |
4 | |
Sво |
9,15 | |
dф во |
1,89 | |
Sбаз во |
13,84 | |
bк во |
1,01 | |
b0 к во=bб во=bо во |
3,56 | |
χпк во |
44 | |
χзк во |
18 | |
bА во |
2,1957725 | |
bА к во |
1,7853767 | |
χ0,5 во |
33 | |
Sк во |
11,161716 | |
Расчет основных геометрических параметров | ||
λво=λк во |
|
3,49726776 |
λбаз во |
|
7,067348266 |
ηво=ηк во |
|
3,524752475 |
zа во |
|
0,814004376 |
Фюзеляж:
dф |
2,25 |
Lф |
25,754 |
Sмф |
3,97 |
Lнос |
7,658 |
Lкорм |
3,516 |
Lцил |
14,58 |
dвх |
0,03 |
dдон |
1,586 |
dф го |
1,89 |
Расчет основных геометрических параметров | |
λф |
11,44622222 |
λнос |
3,403555556 |
λцил |
6,48 |
λкорм |
1,562666667 |
ηвх |
0,013333333 |
ηкорм |
0,704888889 |
zа го |
|
1,089285714 |