- •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
4.2 Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (нпii), находящейся в следе за несущей поверхностью (нпi) для нормальной аэродинамической компоновки.
Угол скоса потока за НПI изменяет угол атаки НПII, расположенной в следе, до величины истинного угла атаки , где=-. В диапазоне малых углов атаки угол скоса потока можно представить в виде , где- производная осредненного по размаху НПII угла скоса потока по углу атаки. Коэффициент эффективности НПII определяется по формуле: .
Для прямолинейных, без излома передней и задней кромок НПI, производнуюможно рассчитать по формуле:
где:- производная по углу атаки среднего угла скоса потока около второй несущей поверхности (НПII);
- консоли первой несущей поверхности (КНП I);
- размах первой несущей поверхности (НП I);
- размах НП II;
- диаметр фюзеляжа в нормальных к оси фюзеляжа сечениях, соответствующих НП I и НП II;
- удлинение консоли НП I;
- расстояние между свободными вихрями вихревой системы, заменяющей НП I, ;
- коэффициент интерференции НП I с фюзеляжем; - коэффициент, учитывающий расстояние между НП I и НП II, определяемый по формулам:
при М < 1 , ;
при М > 1 , ;
где х- расстояние между задней кромкой САХ НП I и передней кромкой САХ НП II. Если подкоренное выражение в формуле дляпри М > 1 оказывается отрицательным, то скос потока в области НП II отсутствует, т.к. НП II оказывается вне зоны влияния НП I. , где- при сверхзвуковых скоростях часть площади НП II, на которую оказывает влияние впереди стоящая НП I. Для дозвуковых скоростей= 1.
Коэффициент i , учитывающий осреднение угла скоса потока по размаху НП II определяется по графикам.
Определение угла скоса | ||||||
M |
0,6 |
0,7 |
0,968845549 |
1,4 |
1,6 |
1,8 |
d1 |
2,25 |
|
|
|
|
|
d2 |
1,89 |
|
|
|
|
|
l01 |
7,08855 |
|
|
|
|
|
x |
5,722 |
|
|
|
|
|
Kx |
1,071606705 |
1,064357154 |
1,023216537 |
0,7899877 |
0,7216612 |
0,652513326 |
sinμ |
|
|
|
0,7142857 |
0,625 |
0,555555556 |
μ |
|
|
|
45,584691 |
38,682187 |
33,7489886 |
Zb |
1,8 |
1,8 |
1,8 |
1,8 |
1,8 |
1,73 |
Zb' |
0,319148936 |
0,319148936 |
0,319148936 |
0,3191489 |
0,3191489 |
0,306737589 |
Vi |
2,208286208 |
2,890077343 |
4,240829434 |
5,8934284 |
6,0998914 |
6,028599701 |
z1 |
2,419275 |
|
|
|
|
|
Sкнп2' |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
0,943661972 |
D2' |
0,315 |
|
|
|
|
|
1/ηкго |
0,136986301 |
|
|
|
|
|
Y2 |
0,8 |
|
|
|
|
|
2Y2/lнп2 |
0,266666667 |
|
|
|
|
|
2z1/lнп2 |
0,806425 |
|
|
|
|
|
i |
1,5 |
|
|
|
|
|
εαнп2 |
0,023371852 |
0,026218054 |
0,027796191 |
0,0267318 |
0,0242098 |
0,020070095 |
η= |
0,976628148 |
0,973781946 |
0,972203809 |
0,9732682 |
0,9757902 |
0,979929905 |