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: 3 из 11

Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.
Взаимное влияние несущей поверхности с фюзеляжем определяется коэффициентом интерференции:



Для аэродинамической компоновки «среднеплан» при дозвуковых скоростях коэффициенты как функция ( - диаметр фюзеляжа, l – размах несущей поверхности) определяется по графикам.
Для определения полной интерференции несущей поверхности и фюзеляжа необходимо оценить:

• 
  влияние формы несущей поверхности в плане по соотношению: , где - сужение консоли несущей поверхности, .Здесь - диаметр фюзеляжа в месте установки несущей поверхности, - размах несущей поверхности. В этом случае принимается, что основное влияние на изменение коэффициента оказывает сужение несущей поверхности.
  
• 
  Влияние пограничного слоя определяется из выражения:
  

, - расстояние от носа фюзеляжа до его сечения, проходящего через середину бортовой хорды несущей поверхности.

• 
  Влияние расстояния от носа фюзеляжа до середины бортовой хорды несущей поверхности учитывается коэффициентом: ,
  
• 
  где
  

V∞	177	206,5	236	472	531	590
L1	7,31	7,31	7,31	7,31	7,31	7,31
ν	3,93E-05	3,93E-05	3,93E-05	3,93E-05	3,93E-05	3,93E-05
Re1	3,29E+07	3,84E+07	4,39E+07	8,79E+07	9,88E+07	1,10E+08
δ`*	1,38E-02	1,40E-02	1,42E-02	1,75E-02	1,85E-02	1,96E-02
Kпс	0,996	0,996	0,996	0,996	0,995	0,995
Kl	0,872935128	0,8729351	0,872935128	0,872935128	0,872935128	0,872935
Kη	1,06947206	1,0694721	1,06947206	1,06947206	1,06947206	1,069472
Kα	1,15	1,15	1,15	1,877257201	1,365196374	1,234887
ΔKα	0,25	0,25	0,25	0,748382485	1,047619454	1,002237
Kαα	1,302371519	1,3023091	1,302226057	0,748382485	1,047619454	1,002237

Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей.

Коэффициент торможения в области первой несущей поверхности определяется по графикам. Торможение в этой области вызвано наличием носовой части фюзеляжа, поэтому в первом приближении можно не учитывать форму носовой части.

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
Kткр	1	1	1	0,99	0,99	0,985
Kго	0,98	0,975	0,97	0,817	0,799	0,791

С учетом всех посчитанных параметров занесем результаты в суммарную таблицу по всему диапазону чисел Маха:

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
Cyaα	0,043843123	0,0463735	0,048098807	0,037207503	0,040044378	0,035803

	M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
α	Cya
0		0	0	0	0	0	0
2		0,087686245	0,092746958	0,096197613	0,074415	0,080089	0,071606
4		0,17537249	0,185493916	0,192395226	0,14883	0,160178	0,143211
6		0,263058735	0,278240874	0,28859284	0,223245	0,240266	0,214817
8		0,35074498	0,370987832	0,384790453	0,29766	0,320355	0,286422

Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НП2),находящейся в следе за несущей поверхностью (НП1)

	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
ήго	0,990592447	0,990149739	0,989762369	0,997842	1	1
εαнп2	0,009407553	0,009850261	0,010237631	0,002158	0	0
Kx	1,117167171	1,0952371	1,068883658	1,053424	Скос потока отсутствует

Построение графика зависимости коэффициента подъемной силы самолета от угла атаки при разных числах Маха



Построение графика зависимости производной коэффициента подъемной силы самолета от числа Маха



Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.

Момент тангажа самолета создается крылом, горизонтальным оперением, фюзеляжем и всеми несущими надстройками.

Коэффициент момента тангажа самолета: , где - момент аэродинамических сил самолета относительно оси z, S – площадь крыла с подфюзеляжной частью, - скоростной напор невозмущенного потока.

При малых углах атаки можно принять зависимость коэффициента m_z от углов атаки (m_z = f()) линейной. Тогда , где - угол атаки самолета; - производная коэффициента момента тангажа по углу атаки, имеющая порядок:

 0.002 …0.01  0.1 …0.6



При малых углах атаки нормальная сила практически не отличается от подъемной силы, поэтому в формуле производные можно заменить на производные для самолета и всех его частей.



где , для консоли крыла ,для консоли го .