
- •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
4.1 Несущие поверхности и фюзеляж.
Взаимное влияние несущей поверхности с фюзеляжем определяется коэффициентом интерференции
где
-
дополнительная подъемная сила несущей
поверхности от присутствия фюзеляжа,
-
дополнительная подъемная сила фюзеляжа
от присутствия несущей поверхности,
-
подъемная сила консоли несущей
поверхности.
Для
аэродинамической компоновки «среднеплан»
при дозвуковых и трансзвуковых скоростях
коэффициенты
как
функция
(
-
диаметр фюзеляжа,l
– размах несущей поверхности) определяется
по графикам.
Учет
изменения коэффициента
при
переходе к сверхзвуковым скоростям
выполняется согласно соотношению
,
Для определения полной интерференции несущей поверхности и фюзеляжа необходимо оценить:
влияние формы несущей поверхности в плане по соотношению:
, где
- сужение консоли несущей поверхности,
.Здесь
- диаметр фюзеляжа в месте установки несущей поверхности,
- размах несущей поверхности. В этом случае принимается, что основное влияние на изменение коэффициента
оказывает сужение несущей поверхности.
Влияние пограничного слоя определяется из выражения:
,
- расстояние от носа фюзеляжа до его сечения, проходящего через середину бортовой хорды несущей поверхности.
Влияние расстояния от носа фюзеляжа до середины бортовой хорды несущей поверхности учитывается коэффициентом:
, где
.
Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа. | ||||||
Определ.коэф. Kαα | ||||||
|
кр |
го |
|
|
|
|
dэ |
0,249169435 |
0,4725 |
|
|
|
|
Kα |
1,2 |
1,41 |
|
|
|
|
ΔKα |
0,35 |
0,73 |
|
|
|
|
ηкнп |
7,909090909 |
7,3 |
|
|
|
|
kη |
1,10473416 |
1,099204497 |
|
|
|
|
L1 |
16,417 |
23 |
|
|
|
|
a |
295,069 |
295,069 |
|
|
|
|
ν |
0,000072995 |
0,000072995 |
|
|
|
|
L1̅ |
7,296444444 |
12,16931217 |
|
|
|
|
kL |
0,899791313 |
0,932372848 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
M |
0,6 |
0,7 |
0,968845549 |
1,4 |
1,6 |
1,8 |
νневозм. |
177,0414 |
87065,71476 |
285,8762874 |
413,0966 |
472,1104 |
531,1242 |
Re1кр |
39817640,44 |
46453913,84 |
64295239,54 |
92907828 |
106180375 |
119452921,3 |
Re1го |
55783987,94 |
65081319,27 |
90076780,74 |
130162639 |
148757301 |
167351963,8 |
δ*кр |
0,026467641 |
0,026823443 |
0,028302228 |
0,0316831 |
0,0335443 |
0,035552285 |
δ*го |
0,034662706 |
0,035128674 |
0,037065328 |
0,041493 |
0,0439305 |
0,04656019 |
kпс кр |
0,988711944 |
0,9885602 |
0,98792952 |
0,9864876 |
0,9856938 |
0,984837479 |
kпс го |
0,960712134 |
0,96018399 |
0,957988921 |
0,9529704 |
0,9502077 |
0,947227128 |
kαα кр |
1,523354774 |
1,523120974 |
1,522149257 |
1,5199277 |
1,5187047 |
1,517385204 |
kαα го |
2,107051561 |
2,105893226 |
2,101078962 |
2,0900723 |
2,0840131 |
2,077475998 |