Добавил:
Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз: Предмет: Файл:
To_print.doc
Скачиваний:
0
Добавлен:
29.08.2019
Размер:
1.08 Mб
Скачать

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 аэродинамического 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.

  1. 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

19792

длина фюзеляжа

Lнос

7650

длина носовой части

L цил

12142

длина цилиндрической части

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.

Тут вы можете оставить комментарий к выбранному абзацу или сообщить об ошибке.

Оставленные комментарии видны всем.

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]