Министерство образования и науки РФ
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
высшего профессионального образования
Казанский национальный исследовательский технический университет
им. А.Н.Туполева-КАИ
Пояснительная записка
к курсовой работе по дисциплине «Аэрогидродинамика»
Вариант №4
Выполнил(а):
студент группы 1302
Игумнов А.С.
Проверил(а):
Гумеров А.В.
Казань 2011г.
СОДЕРЖАНИЕ
Исходные данные для расчета…………….…………………………………3
Определение углов стреловидности и чисел Рейнольдса ………..………..4
Расчет коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла
3.1 Расчет производной коэффициента подъемной силы по углу атаки…………………………………………………………………………….…….5
3.2 Расчет нулевого угла атаки крыла…………………………………….6
3.3 Расчет критического угла атаки крыла……………………………….6
3.4 Расчет максимального значения коэффициента подъемной силы….7
3.5 Расчет угла окончания линейного участка…………………………...8
3.6 Расчет коэффициента подъемной силы………………………………8
4. Расчет коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества крыла……………………………………………………………………...12
4.1 Расчет коэффициента профильного сопротивления крыла………..13
4.2 Расчет индуктивного сопротивления крыла………………………...14
4.3 Расчет коэффициента сопротивления от крутки крыла……………15
4.4 Расчет критического числа Маха……………………………………16
4.5 Расчет коэффициента волнового сопротивления…………………...19
4.6 Расчет коэффициента сопротивления крыла………………………..20
4.7 Расчет аэродинамического качества крыла…………………………20
5. Сводная таблица результатов расчета и графики зависимостей…………21
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ……………………………….......24
1. Исходные данные для расчета
Исходные данные для расчета определяются следующими характеристиками профиля и крыла.
Профиль NACA 23008
Параметры профиля задаются следующими
величинами (при числе Маха
= 0,2
и значении числа Рейнольдса Re1
= 1,7х106):
- тип профиля – обычный;
- относительная кривизна
%
= 1,84%;
- относительная толщина
%
= 8%;
- угол нулевой подъемной силы
= -1,20
- критический угол атаки
=
12,30;
- максимальный коэффициент подъемной
силы
= 1,275;
- минимальный коэффициент лобового
сопротивления
= 0,0067;
- производная коэффициента подъемной
силы по углу атаки
= 5,35 1/рад.
%
=30%
2. Параметры крыла:
- корневая хорда крыла
= 3,6м;
- удлинение крыла
;
- сужение крыла
;
- угол крутки концевого сечения крыла
= -40;
- угол стреловидности
=
360;
2. Определение углов стреловидности и чисел Рейнольдса
3. С помощью формулы
определяются углы стреловидности
по линии 0,5 хорды (m = 0,5)
и
по линии максимальных толщин
(m =
=
(%)/100).
Расчет этих углов производится после
определения угла
5. Задаются числа Маха
=
0,2; 0,85.
6. Вычисляются значения чисел Рейнольдса
,
где 
,
[м];
,
1/м; H
высота полета в км. Формула
справедлива при
км.
Для Н =
0 км
Для Н =
10 км
При М = 0,2
При М = 0,85
3. Расчет коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла
3.1. Расчет производной коэффициента
подъемной силы по углу атаки
(на линейном участке) для числа Рейнольдса
производится по формулам:
, (1)
где
,
,
При М = 0,2
При М = 0,85
3.2. Расчет нулевого угла атаки
крыла
.
С учетом крутки крыла угол
определяется из следующих выражений:
,
, (2)
. (3)
Здесь
слагаемое, зависящее
от крутки крыла, которое определено для
случая равномерной крутки по размаху
крыла. С точки зрения получения
максимального аэродинамического
качества K рекомендуется
угол крутки концевого сечения взять
- 4
(если
< 0,
то аэродинамический угол атаки концевого
сечения меньше корневого).
3.3. Расчет критического угла атаки крыла :
, (4)
где
;
;
;
при
.
При М = 0,2
При М = 0,85
3.4. Расчет максимального значения
коэффициента подъемной силы
крыла (для числа Рейнольдса Re1)
с учетом сжимаемости можно приближенно
определить по формулам:
,
(5)
где
,
При М = 0,2
При М = 0,85
3.5. Расчет угла окончания линейного
участка
из условия гладкого сопряжения линейного
и нелинейного участка:
,
град, (6)
где
.
При М = 0,2
При М = 0,85
3.6. Расчет коэффициента подъемной
силы
(на линейном и нелинейном участках).
Предварительно
определяем коэффициент
,
учитывающий влияние числа Рейнольдса
на коэффициент подъемной силы. Расчет
производится после определения параметра
t с помощью выражения:
.
Коэффициент, можно рассчитать по формуле
,
где
,
.
При М = 0,2
При М = 0,85
Здесь принято, что переход ламинарного
к турбулентному режиму течения в
пограничном слое происходит около
передней кромки. Формулу для
можно использовать в диапазоне чисел
Рейнольдса
.
При ориентировочных расчетах можно
полагать
.
Коэффициент
подъемной силы крыла на линейном участке
(для числа Рейнольдса Re1) определяется
выражением
, (7)
где углы , измеряются в градусах.
Определим
теперь
на нелинейном участке при
(для числа Рейнольдса Re1).
При диффузорном отрыве потока можно
принять [5]:
,
,
где 
.
С учетом влияния числа Рейнольдса окончательно получим выражение для зависимости коэффициента подъемной силы крыла для данного угла атаки
;
и выражение для производной коэффициента подъемной силы
.
При М = 0,2
На линейном
участке
На нелинейном
участке
При М = 0,85
На линейном участке
На нелинейном участке
