МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)
КАФЕДРА № 105
КУРСОВАЯ РАБОТА
По аэродинамике
Выполнил: студент гр. 01-304
Пискунов Никита
Принял: _____________________
Москва 2011г.
Содержание работы
I. Расчет аэродинамических характеристик самолета с фюзеляжем, симметричным относительно плоскости XOZ и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.
Расчет коэффициентов подъемной силы, момента тангажа, лобового сопротивления, максимального аэродинами–ческого качества, для самолета с неотклоненными рулями при дозвуковых, трансзвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях.
Расчет положения аэродинамического фокуса самолета по углу атаки.
Расчет балансировочной поляры самолета при заданных значениях угла отклонения руля высоты и числа Маха.
II. Расчет производных коэффициентов боковой силы, момента крена, момента рыскания самолета по углу скольжения, координат фокуса по углу скольжения при заданном числе Маха.
III Расчет аэродинамических характеристик самолета, в продольной плоскости несимметричного относительно плоскости XOZ :
Расчет угла нулевой подъемной силы самолета.
IV. Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета в продольной плоскости при больших углах атаки.
Расчет основных геометрических параметров самолета
С |
237 |
максимальная толщина крыла |
L кр |
14061 |
размах крыла самолета |
L во |
4576 |
размах вертикального оперения |
L го |
8672 |
размах горизонтального оперения |
L ккр |
11374 |
размах консоли крыла |
L кго |
5986 |
размах консоли горизонтального оперения |
L кво |
4576 |
длина консоли вертикального оперения |
bб кр |
5997 |
бортовая хорда крыла самолета |
bo кр |
6951 |
центральная хорда крыла самолета |
bк кр |
1953 |
концевая хорда крыла самолета |
bб кго |
3057 |
бортовая хорда изолированного горизонтального оперения самолета |
bo кго |
3957 |
центральная хорда изолированного горизонтального оперения самолета |
bк кго |
1052 |
концевая хорда изолированного горизонтального оперения самолета |
bб кво |
5345 |
бортовая хорда изолированного вертикального оперения самолета |
bо кво |
5345 |
центральная хорда изолированного вертикального оперения самолета |
bк кво |
1179 |
концевая хорда изолированного вертикального оперения самолета |
χпккр |
41 |
угол стреловидности крыла по передней кромке; |
χзккр |
10 |
угол стреловидности крыла по задней кромке; |
χпкго |
50 |
угол стреловидности горизонтального оперения по передней кромке; |
χзкго |
28 |
угол стреловидности горизонтального оперения по задней кромке; |
χпкво |
57 |
угол стреловидности горизонтального оперения по передней кромке; |
χзкво |
11 |
угол стреловидности горизонтального оперения по задней кромке; |
χ 0.5 кр |
28 |
угол стреловидности по линии 0.5 хорды крыла; |
χ 0.25 кр |
35 |
угол стреловидности по линии 0.25 хорды крыла; |
χ 0.5 го |
41 |
угол стреловидности по линии 0.5 хорды горизонтального оперения; |
χ 0.25 го |
46 |
угол стреловидности по линии 0.25 хорды горизонтального оперения; |
ϕкр |
2 |
установочный угол крыла |
ϕго |
3 |
установочный угол горизонтального оперения |
Lф |
19792 |
длина фюзеляжа |
Lнос |
7650 |
длина носовой части |
L цил |
12142 |
длина цилиндрической части |
dф |
2686 |
диаметр эквивалентного фюзеляжа |
d осн кон |
2202 |
диаметр основания носовой части эквивалентного фюзеляжа |
S кр |
62599153 |
площадь крыла |
S ккр |
45211178 |
площадь консольной части крыла |
S го |
21719243 |
площадь горизонтального оперения |
S кго |
12298947 |
площадь консоли горизонтального оперения |
S во |
16034818 |
площадь вертикального оперения |
S ф |
5666163 |
площадь миделевого сечения фюзеляжа |
Расчет геометрических параметров фюзеляжа
удлинение фюзеляжа
;удлинение носовой части
;
удлинение цилиндрической части
;
удлинение кормовой части
;сужение носовой части
сужение кормовой части
Расчет геометрических параметров несущей поверхности
удлинение несущей поверхности (крыло,ГО)
;удлинение консольной части несущей поверхности(крыло,ГО)
;удлинение ВО
удлинение ВО с подф. частью
сужение несущей поверхности с подф. частью, сужение консольной части несущей поверхности
,
;
λкр |
3.158 |
λго |
3.463 |
λ ккр |
2.861 |
λ кго |
2.913 |
λ во |
2.612 |
η кр |
3.559 |
η ккр |
3.071 |
η го |
3.761 |
η кго |
2.906 |
ba |
4318 |
bаго |
2218 |
bаво |
3867 |
Сотн кр |
0.026 |
Сотн го |
0.035 |
Сотн во |
0.027 |
λф |
7.37 |
λнос |
2.85 |
λцил |
4.52 |
Мкр прф |
0,85 |
∆Мкрλ |
0,0075 |
∆Мкр χ |
0,035 |
Мкр |
0,892 |
1.4. Расчетные диапазоны чисел Маха и углов атаки самолета
Аэродинамические характеристики заданной компоновки самолета рассчитываются при числах Маха, Рейнольдса и углах атаки, которые соответствуют условиям его летной эксплуатации.
Определение критического числа Маха
Критическое число Маха самолета можно считать равным Мкр крыла для нормальной аэродинамической схемы
Критическое число Маха крыла в основном зависит от толщины профиля, формы крыла в плане и от подъемной силы крыла (т.е. угла атаки), В соответствии с этим Мкр представляется в виде суммы:
Мкр = Мкр прф + Мкр + Мкр
Мкр прф – значение Мкр для профиля крыла; Мкр , Мкр – дополнительные члены, учитывающие влияние удлинения и стреловидности крыла на величину Мкр прф ,значение коэффициента подъемной силы крыла при заданном угле атаки, Мкр, Мкр определяются по графикам, представленным на рис.1.6 ,а,б.
