Методика определения аэродинамических характеристик летательных аппаратов. Расчет зависимости между аэродинамическими коэффициентами и полярами самолета для различных режимов полета. Построение взлетных, посадочных, крейсерских кривых и полетных поляр.
Расчет и построение кривых 2.1 Расчет и построение кривой зависимости 2.2 Расчет и построение вспомогательной кривой 2.3 Расчет и построение взлетных кривых 2.4 Расчет и построение посадочных кривых 2.5 Расчет и построение крейсерских кривых 3. Расчет и построение поляр 3.1 Расчет и построение вспомогательной поляры 3.2 Расчет и построение взлетных поляр 3.3 Расчет и построение посадочных поляр 3.4 Расчет и построение крейсерских поляр 3.5 Расчет и построение полетных поляр Заключение Список использованных источников Приложение Введение Цель курсовой работы по курсу Аэродинамика - закрепление и развитие знаний студентов в области аэродинамики самолета. Поскольку существует большое разнообразие форм летательных аппаратов, то создать общий метод расчета аэродинамических характеристик является чрезвычайно трудной задачей. В методическом пособии нашли отражение инженерные методики расчета аэродинамических характеристик самолетных конфигураций, особенностями которых являются: специфические профили, фюзеляжи произвольного поперечного сечения, несимметричное расположение крыла относительно оси фюзеляжа, влияние механизации крыла. При определении геометрических размеров сначала вычисляют масштаб М, равный отношению какого-либо размера натурального объекта Н в метрах к соответствующему размеру отрезка на чертеже О в миллиметрах: Таблица 1 Исходные данные Элемент самолета Параметр, размерность Обозначение, формула Числовое значение 1 2 3 4 Крыло Размах, м 31,55 Площадь, м2 120,25 Хорда средняя, м 3,811 Хорда центральная, м 6,766 Хорда концевая, м 1,938 Сужение 3,491 Относительная толщина профиля 0,12 Относительная координата максимальной толщины 0,4 Относительная кривизна профиля, % 3,5 Угол атаки нулевой подъемной силы, град -1,6 Относительная координата фокуса профиля 0,25 Стреловидность по линии максимальных толщин, град 26 Стреловидность по линии фокусов, град 28 Удлинение геометрическое 8,278 Относительная площадь, занятая фюзеляжем 0,247 Относительная площадь крыла, занятая гондолами двигателя Sгд/S 0,098 Относительная площадь, не обтекаемая потоком 0,345 Удлинение эффективное 6,154 Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки, 1/град 0,071 Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС 0 Коэффициент момента профиля при -0,055 Расстояние от крыла до земли при взлете, посадке, м 3,36 Закрылок двухщелевой Относительная хорда 0,3 Хорда 0,792 Размах закрылков, м 17,43 Площадь крыла, обслуживаемая закрылками 79,9 Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками 0,6628 Угол отклонения при взлете, град 30 Угол отклонения при посадке, град 55 Угол стреловидности по оси шарниров, град 18 Расстояние от крыла до земли при взлете, м 2,788 Расстояние от крыла до земли при посадке, м 2,424 Хорда средняя крыла с выпущенным закрылком, м 4,58 Горизонтальное оперение Хорда, м 2,82 Относительная толщина 0,1 Размах, м 11,47 Площадь, м2 32,72 Удлинение 4,021 Стреловидность по линии фокусов, град 34 Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС 0 Хорда руля высоты, м 1,95 Площадь руля высоты, м2 9,2 Вертикальное оперение Средняя хорда, м 3,174 Размах, м 6,39 Площадь, м2 20,28 Относительная толщина 0,1 Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС 0 Пилон Хорда средняя, м 3,92 Относительная толщина 0,09 Площадь, м2 0,78 Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС 0 Фюзеляж Длина, м 35,13 Диаметр миделя, м 2,226 Площадь миделя, м2 3,89 Удлинение 15,785 «Смоченная» поверхность, м2 195,456 Длина носовой части, м 7,54 Удлинение носовой части 3,388 Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС 0 Гондола двигателя Длина, м 5,61 Диаметр миделя, м 1,47 Удлинение 3,816 «Смоченная» поверхность, м2 20,618 Длина носовой части, м 2,74 Удлинение носовой части 1,864 Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС 0 Гондола шасси Длина, м 5,22 Диаметр миделя, м 1,01 Удлинение 5,168 «Смоченная» поверхность, м2 13,18 Длина носовой части, м 2,5 Удлинение носовой части 2,475 Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС 0 Общие данные Взлетный вес самолета, кГ 53000 Расчетная скорость полета, км/ч 720 Тип и количество двигателей 2хДТРД Для ГТД - статическая тяга одного двигателя на нулевой высоте, кГ 7030 Расчетная высота полета, м 10000 2. 2 строим график (Приложение, рис.4) Чтобы охарактеризовать самолет по числу Маха, надо определить число полета, соответствующее расчетной полетной скорости на высоте , а также значение полета.
Вы можете ЗАГРУЗИТЬ и ПОВЫСИТЬ уникальность своей работы
