Курсовая су-7б. Курсовая работа По курсу Гидроаэродинамика ла
 Скачать 1.58 Mb.
|
|
Положение фокуса на крыле
Положение фокуса на горизонтальном оперении
Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:  ,где коэффициент  рассчитывается относительно оси проходящей через нос фюзеляжа;  - производные коэффициента подъемной силы по углу атаки, соответственно, фюзеляжа, его носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части;  - расстояние от фокуса носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части до оси Z.Фокус кормовой части можно принять на середине ее длины– 0.5Lкорм . Координата фокуса кормовой части  .Координата фокуса носовой части определяется по формуле:  , где  ,  - длина и объем носовой части фюзеляжа;  учитывает смещение фокуса под вилянием числа Маха и определяется по графику в зависимости от параметров  и  .
Для определения положения фокусов частей самолета относительно носка САХ крыла были нанесены на чертежи эквивалентной компоновки и сняты координаты  . Далее по формуле рассчитывается коэффициент  Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения:  ;
 Построение графика зависимости производной коэффициента момента тангажа самолета от числа Маха  Определение коэффициента лобового сопротивления самолета. Коэффициент лобового сопротивления компоновки самолета, симметричного относительно плоскости X0Z (  ) при углах атаки  для самолета с крылом малого удлинения,  для самолета с крылом большого удлинения, определяется как сумма коэффициентов лобового сопротивления при нулевой подъемной силе -  и индуктивного сопротивления  :  . Коэффициент  рассчитывается по формуле:    - коэффициенты лобового сопротивления с учетом интерференции фюзеляжа с крылом, горизонтальным и вертикальным оперениями;  -коэффициент, учитывающий дополнительное сопротивление, обусловленное технологическими неровностями поверхности (стыковочные узлы, люки, царапины) , = 0.003 …0.004 ;К – поправочный коэффициент, уточняющий формулу на неучтенные факторы, К =1.05 …1.1.  - коэффициент индуктивного сопротивления самолета,  где А – коэффициент отвала поляры,  - коэффициент подъемной силы самолета.Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе. Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа самолета при нулевой подъемной силе  отличается от соответствующего коэффициента изолированного фюзеляжа  увеличением донного сопротивления в диапазоне чисел Маха  , что учитывается при расчете коэффициента донного сопротивления фюзеляжа  Расчет коэффициента лобового сопротивления изолированного фюзеляжа при нулевой подъемной силе выполняется по соотношению:  где  - коэффициент лобового сопротивления трения,  - коэффициент лобового сопротивления давления. Коэффициент лобового сопротивления трения определяется по формуле:  где  - коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке для полностью турбулентного пограничного слоя,  - число Рейнольдса, рассчитанное по длине фюзеляжа  , - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости (снимается с графика),  - коэффициент формы, учитывающий отличие фюзеляжа от плоской пластины (снимается с графика),  - площадь омываемой поверхности фюзеляжа (боковой, без площади поверхности донного среза),  - кинематический коэффициент вязкости, определяемый по таблице стандартной атмосферы в зависимости от высоты полета.
|