Курсовая су-7б. Курсовая работа По курсу Гидроаэродинамика ла

• Название: Курсовая работа По курсу Гидроаэродинамика ла
• Анкор: Курсовая су-7б
• Дата: 10.10.2022
• Размер: 1.58 Mb.
• Имя файла: Su-7b_kursovaya_po_aerodinamike.doc
• Тип: Курсовая; #726074
• страница: 2 из 11

• 
  среднюю аэродинамическую хорду несущей поверхности формы в плане
  

Для крыла простой формы в плане и координаты ее носка можно рассчитать по формулам:

; ;

3. 
   Определение критического числа Маха.
   

Критическое число Маха самолета можно считать равным М_кр крыла в нормальной аэродинамической схеме.

Так как аэродинамические коэффициенты фюзеляжа в трансзвуковом диапазоне чисел Маха изменяются более плавно, чем соответствующие коэффициенты крыла, то вполне допустимо пренебречь значением М_кр фюзеляжа, меньшим по величине числа М_кр крыла.

Критическое число Маха крыла зависит от формы и толщины профиля, формы крыла в плане и от подъемной силы крыла (т.е. угла атаки), В соответствии с этим М_крпредставляется в виде суммы:

М_кр = М_{кр проф} + ΔМ_кр + ΔМ_кр

М_{кр проф} - значение М_крдля профиля крыла; ΔМ_кр , ΔМ_кр - дополнительные члены, учитывающие влияние удлинения и стреловидности крыла на величину М_кр. Величину М_{кр.проф}при заданном значении коэффициента подъемной силы можно оценить по формуле



- значение коэффициента подъемной силы крыла при данном угле атаки,

Δ М_кр , ΔМ_кропределяются по графикам.

Полученные значения заносятся в таблицу:

Мкр	0,94654
Мкрпрф	0,78354
ΔМкрλ	0,095
ΔМкрχ	0,068
Sв	4,86	м2

4. 
   Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.
   

В расчете принимаются углы атаки  = 0; 2; 4; 6 для компоновки с крылом малого удлинения и  = 0; 3; 6; 9 для компоновки с крылом большого удлинения. Расчетный диапазон углов атаки соответствует линейной зависимости коэффициентов подъемной силы C_ya , моментов тангажа m_za, от угла атаки. Поэтому рассчитываются производные этих коэффициентов от угла атаки – , самолета.

1. 
   Определение коэффициента подъемной силы самолета.
   

производная коэффициента подъемной силы самолета определяется по соотношению:



Здесь производные коэффициентов подъемной силы соответственно изолированного фюзеляжа, изолированных консольных частей крыла, горизонтального оперения;

- коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем;

- коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения;

- коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения.

Коэффициенты изолированных частей , , отнесены соответственно, к характерной площади фюзеляжа (площадь сечения миделя – S_ф), площади консолей крыла – S_ккр, ГО – S_кго. Сложение аэродинамических коэффициентов разных частей самолета можно проводить в том случае, если они отнесены к одной площади. Поэтому коэффициенты изолированных частей самолета умножаются, соответственно, на отношения.

, ,.
Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки.

Производная зависит от формы фюзеляжа и задается для эквивалентного тела вращения как: ,

где - производная носовой части фюзеляжа с учетом интерференции с цилиндрической частью;

- производная кормовой части фюзеляжа.

формула используется для расчета при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях фюзеляжа.

Так как самолет с заостренной носовой части фюзеляжа коэффициент определяется по графику.

Производная рассчитывается по формуле:

,где _корм – сужение кормовой части.

Cyαкорм

-0,00385

1/град

Все снятые и полученные по формуле данные занесены в таблицу:

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
Cyαзат	0,035	0,035	0,035	0,375	0,365	0,355	1/град
Cyαвх	0,00425	0,005	0,0058	0,0062	0,0075	0,0076	1/град
Cyαнос+цил	0,039256	0,040006601	0,040841035	0,162054876	0,16145	0,159761	1/град
Cyαф	0,035397	0,036148171	0,036982604	0,158196446	0,157592	0,155903	1/град

Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения).
Коэффициент крыла простой формы в плане определяется во всем расчетном диапазоне чисел Маха по графикам в зависимости от параметров подобия , , или , где  удлинение консольной части крыла, - угол стреловидности по средней линии крыла, - средняя по размаху консольной части относительная толщина профиля крыла.

Крыло

λк*(Tanχ0,5)	2,934665
λк*корень(с)	0,952876
M∞	0,6	0,7	0,8	1,6		1,8		2
подКорнем	0,64	0,51	0,36	1,56		2,24		3
λкр*Корень	1,927038	1,720225	1,445278	3,008586358		3,605157078		4,172158608
Cyaαкр	0,04095	0,042877	0,044563	0,046971539		0,037336352		0,033723157

Горизонтальное оперение

λкго*Tanχ0,5	0,518139
λкго*корень(с)	0,180792
M∞	0,6	0,7		0,8	1,6	1,8	2
подКорнем	0,64	0,51		0,36	1,56	2,24	3
λго*Корень	0,335664	0,29964		0,251748	0,524056	0,62797	0,7267346
Cyaкαго	0,011329	0,011538		0,011748	0,014266	0,014056	0,0138462