КУРСОВАЯ РАБОТА по аэромеханике самолета B707. Реферат курсовой проект с, рисунка, таблиц, источника, приложение, графическая часть 1 л формата А3

Название	Реферат курсовой проект с, рисунка, таблиц, источника, приложение, графическая часть 1 л формата А3
Анкор	КУРСОВАЯ РАБОТА по аэромеханике самолета B707
Дата	18.12.2022
Размер	136.58 Kb.
Формат файла
Имя файла	Boeing - 707 (k).docx
Тип	Курсовой проект #851103
страница	11 из 11

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11

5.4.9 Сводка лобовых сопротивлений

Для определения общего сопротивления самолета составим сводку лобовых сопротивлений отдельных частей самолета - таблицу 5.

Таблица 6 – Сводка лобовых сопротивлений

Наименование части самолета	Количество, шт.	Площадь в плане или миделя Si, м²	Коэффициент лобового сопротивления, c_xa_min_i	nc_{xa min i}S_i
Крыло	1	247,93	0,0073	1,623877
Фюзеляж	1	12,4	0,0074	1,797355
ГО	1	23,8	0,00838	0,620038
ВО	1	31,34	0,00838	0,53592
Гондолы двигателей	4	1,32	0,052	0,48048
Пилоны двигателей	4	3,3	0,00255	0,03696

= 2,671942.

Общее сопротивление самолета будет равным:

5.5 Построение взлетной и посадочной поляр

Взлетную и посадочную поляру строят по уравнению:

, (14)

где

– эффективное удлиннение вблизи земли.

Определим

для взлетного режима:

;

Определим

для посадочного режима:

,

где

– прирост C_ya на линейном участке зависимости C_ya(α) с учетом Земли.

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления на режимах взлета и посадки вычисляется по формуле:

Согласно [3] коэффициент лобового сопротивления шасси принимают равным

.

Сопротивление механизации согласно [3] будет составлять

=0,02 при

1 и

для взлета и

=0,08 при

1,5 и

для посадки.

Соответственно, минимальный коэффициент лобового сопротивления на режимах взлета:

Минимальный коэффициент лобового сопротивления на режимах посадки:

Минимальный коэффициент лобового сопротивления для немеханизированного крыла:

Таким образом,

Подсчет значений будем вести до

:

Для полученных значений составим таблицу 7 и построим зависимости, расположенные на рисунке 3.

Таблица 7 – Координаты для построения взлетной и посадочной поляр с учетом влияния земли

С_уа	С_{ха взл}	С_{ха пос}	С_{ха нм}
0	0,039071	0,063787	0,031186
0,1	0,038364	0,06282	0,031
0,2	0,03803	0,062225	0,031186
0,3	0,038067	0,062002	0,031744
0,4	0,038476	0,062151	0,032673
0,5	0,039257	0,062671	0,033975
0,6	0,040409	0,063564	0,035648
0,7	0,041934	0,064828	0,037693
0,8	0,04383	0,066464	0,04011
0,9	0,046098	0,068472	0,042899
1	0,048738	0,070851	0,046059
1,1	0,05175	0,073603	0,049591
1,2	0,055134	0,076726	0,053496
1,3	0,058889	0,080221	0,057772
1,4	0,063017	0,084088	0,06242
1,5	0,067516	0,088327	-
1,6	0,072387	0,092938	-
1,7	0,07763	0,097921	-
1,8	0,083244	0,103275	-
1,9	0,089231	0,109001	-
2	0,095589	0,115099	-

Для построения взлетной и посадочной поляр без учета влияния земли воспользуемся формулой (14),

где изменится только λ_э = 5,53 – эффективное удлинение крыла.

Таким образом, зависимости C_ya(C_xa) будут рассчитаны по следующим уравнениям:

Для полученных значений составим таблицу 8 и построим зависимости, расположенные на рисунке 3.

Таблица 8 – Координаты для построения взлетной и посадочной поляр без учета влияния земли

С_уа	С_{ха взл}	С_{ха пос}	С_{ха нм}
0	0,041317	0,067534	0,031576
0,1	0,039129	0,06454	0,031
0,2	0,038092	0,062697	0,031576
0,3	0,038207	0,062006	0,033304
0,4	0,039474	0,062466	0,036183
0,5	0,041893	0,064079	0,040214
0,6	0,045464	0,066843	0,045397
0,7	0,050186	0,070759	0,051732
0,8	0,05606	0,075827	0,059219
0,9	0,063086	0,082047	0,067857
1	0,071264	0,089418	0,077648
1,1	0,080593	0,097942	0,08859
1,2	0,091075	0,107617	0,100684
1,3	0,102708	0,118444	-
1,4	0,115493	0,130422	-
1,5	0,129429	0,143553	-
1,6	0,144518	0,157835	-
1,7	0,160758	0,173269	-
1,8	-	0,189855	-

Рисунок 3 – График зависимостей C_ya(C_х_a) для немеханизированного крыла, для механизированного крыла на режимах взлета и посадки

6 ЗАВИСИМОСТЬ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ НА РЕЖИМЕ ВЗЛЕТА

Определим максимальный взлетный вес самолета:

P = mg = 91550

9,81 = 898105 Н

Подъемная сила определяется по формуле:

469445.

Таблица 9 – Координаты для построения графика зависимости подъемной силы от угла атаки

α	Ya
8	751562
13	928074

В итоге получим график зависимости подъемной силы от угла атаки и максимального взлетного веса самолета, расположенный на рисунке 4.

α, град

Рисунок 4 – Зависимость подъемной силы от угла атаки

На основании рисунка 4 можно сделать вывод, что самолет взлетит при

, при взлетной скорости 200 км/ч.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной работе произведен общий аэродинамический расчет самолета Boeing –707.

Произведен подбор профиля крыла и оперения, рассчитано критическое число Маха. Кроме того, определен минимальный коэффициент лобового сопротивления отдельных частей и самолета в целом. По данным расчетов построена докритическая полетная поляра.

Произведен расчет взлетно-посадочных характеристик самолета и подобрана механизация крыла, состоящая из однощелевого закрылка с

. Рассчитаны и построены характеристики подъемной силы крыла, график зависимости коэффициента подъемной силы крыла от угла атаки и взлетно-посадочные поляры.

Построена зависимость подъемной силы от угла атаки. Анализируя полученный график, было установлено, что самолет взлетит при угле атаки

на взлетной скорости V= 200 км/ч.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

https://ru.wikipedia.org/wiki/Boeing_707 – Википедия [Электронный ресурс].
Головин В.М. Расчет поляр и подбор винта к самолету [Текст]: учебное пособие /В.М., Филиппов Г.В., Шахов В.Г. – Самара: СГАУ, 1992. -68с.
Васильев, В. В. Расчёт аэродинамических характеристик крыльев дозвуковых самолётов [Электронный ресурс]: электрон. учеб. пособие /В.В. Васильев, А.Н. Никитин, В.А. Фролов, В.Г. Шахов Минобрнауки России, Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. С. П. Королёва (нац. исслед. ун-т). – Электрон. текстовые и граф. дан. (2,32 Мбайт). – Самара, 2012. – 1 эл. опт. диск (CD-ROM).

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11