ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»

(ГОУВПО «ВГТУ»)

Авиационный факультет

Кафедра самолетостроения

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине «Аэрогидродинамика»

Тема: «Расчет поляры дозвукового самолета»

Разработал студент СД - 091 И. М. Анохин

Руководитель В. А. Сатин

Нормоконтролер А. М. Чашников

Защищен ___________________ Оценка ___________________________________

дата

Воронеж 2011

Задание на курсовую работу Замечания руководителя

Содержание

Задание на курсовую работу 2

Замечания руководителя 3

Введение 5

1 Расчет и построение поляры самолета при M_p меньше либо равно M_кр 6

1.1 Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла 7

1.2 Определение коэффициента лобового сопротивления оперения 9

1.3 Определение лобового сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей 9

1.4 Сводка вредных сопротивлений самолета 11

1.5 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета 12

1.6 Определение 13

Заключение 17

Список литературы 18

Введение

Целью курсовой работы является практическое применение знаний, полученных при изучении дисциплины «Аэрогидродинамика» и практическое применение требований СТП ВГТУ 62-2007 при оформлении курсовой работы.

Для построения аэродинамических характеристик самолета ИЛ-86 (его поляры) исходными данными являются:

1) схема самолета в 3 - х проекциях (рисунок 1);

2) размах крыла l = 45 м, определяющий масштаб схемы самолета;

3) относительная толщина = 0,12 (средняя);

4) расчетная высота полета H_p = 9200 м;

5) угол стреловидности крыла = 35 ;

6) площадь крыла самолета S_кр = 429,42 м².

В результате выполнения курсовой работы должны быть построены поляры при M_p меньше либо равно M_кр (на всем летном диапазоне).

Рисунок 1 - Три проекции самолета Ил - 86

1 Расчет и построение поляры самолета при Mp меньше либо равно Mкр

Для построения поляры самолета необходимо определить коэффициенты (коэф.) С_у и С_х самолета в диапазоне летных углов атаки. При этом можно принять, что подъемная сила самолета равна подъемной силе крыла, а сопротивление самолета состоит из сопротивления крыла и суммы сопротивлений всех остальных ненесущих частей.

Удобнее подсчитывать отдельно постоянные и переменные составляющие лобового сопротивления самолета по формуле (1):

С_{х с} = С_{х кр} + С_{х вр} = С_{х min} + C_{х I} + С_{х вр min} + ∆С_{х вр} = (1)

(С_{х min} + С_{х вр min}) + (С_{x I} + ∆C_{x вр}) = + С_{х I} + ∆С_{х вр},

где ∆С_{х вр} - прирост коэффициента вредных сопротивлений при углах атаки, отличных от нулевого угла атаки;

С_{х min} – минимальный коэффициент лобового сопротивления крыла с учетом взаимного влияния крыла и фюзеляжа и дополнительных вредных сопротивлений крыла (волнистости, заклепки, щели и т. д.);

С_хi – коэффициент индуктивного сопротивления крыла при заданной форме в плане (с учетом влияния фюзеляжа и гондол двигателей);

С_{х вр min} - суммарный минимальный коэффициент вредных сопротивлений самолета (при нулевом угле подъемной силы);

С_{х кр} – коэффициент сопротивления крыла.

Расчет сопротивления крыла ведется в предположении, что профильное сопротивление заданного крыла переменного профиля можно принять равным профильному сопротивлению эквивалентного прямоугольного крыла, имеющего ту же площадь и постоянную хорду, равную средней геометрической хорде заданного крыла b_э, м (определяется по формуле (2)):

(2)

где S – площадь крыла самолета, ;

S = 429,42 ;

l – размах крыла, м, l = 45 м;

– эквивалентная хорда.

Тогда = 9,5 м.

Коэффициент масштаба равен 1,02 .

Определим критическое число Маха по формуле (3):

(3)

где - угол стреловидности, ,

- относительная толщина крыла.

Расчетное число Маха примем , (по заданию). Оба эти числа меньше M_кр, т.е. в расчете сжимаемость воздуха учитывать не нужно.

Для нахождения скорости звука на расчетной высоте, воспользуемся линейной интерполяцией ( = 9200 м) и получим Тогда расчетную скорость находим по формуле (4) для первого и второго случая:

(4)

Из формулы (4) получим расчетную скорость , .