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.
• Имя файла: Boeing - 707 (k).docx
• Тип: Курсовой проект; #851103
• страница: 3 из 11

1.6 Геометрические характеристики пилонов двигателей

Концевая хорда пилонов: b_к = 6,1м.

Корневая хорда пилонов: b₀ = 6,16 м.

Средняя хорда пилонов: b_ср = 6,13 м.

Площадь пилона двигателей: S_пд = 3,3 м².

Относительная толщина пилона: = = = 0,06.

2 ПОДБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ

Выбор профиля крыла и оперения определяется типом самолета, его скоростным диапазоном. При выборе профиля крыла необходимо учитывать его влияние на скорость и безопасность полета, взлетно-посадочные характеристики.

По величине числа Маха для крейсерского режима полета определяются относительные толщины профиля крыла и оперения из рекомендуемого диапазона.

,

где скорость звука на высоте 10000 м, принимаем 299,45 м/с из данных в [2];

крейсерская скорость самолета. км/ч = 228 м/с.

Тогда

.

Соответственно, принимаем для крыла относительную толщину = 0,12. Целесообразно выбирать профиль с наименьшим C_xamin и большими C_yamax, но с плавным падением C_ya при закритических углах атаки. Данная относительная толщина обеспечит высокие скоростные характеристики самолета.

Сравнив характеристики некоторых профилей, для крыла был выбран суперкритический профиль C770312.
Для горизонтального и вертикального оперения рекомендуется симметричный профиль NACA - 0009, относительная толщина которого будет составлять 9%.

3 РАСЧЕТ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА

Для скоростных самолетов с ТРДД за расчетную скорость принимают такую скорость полета, при которой C_ya - коэффициент подъемной силы изменяется в диапазоне [0,4; 0,9].

Рассчитаем C_ya для самолета Boeing 707 на высоте полета 10000 м:



где подъемная сила, равная произведению средней массы самолета кг, на ускорение свободного падения 9,81 м/с².



– масса пустого самолета, из [1];

= 32850 кг – половина массы топлива, из [1].

Тогда

= 91550 кг.

плотность на высоте 10000 м, 0,41357 кг/м³ по [2];

максимальная скорость самолета, км/ч = 270 м/с;

площадь крыла.



Принимаем полетный коэффициент подъемной силы 0,35 и до данного значение значения будем строить докритическую поляру.

3.1 Расчет критического числа Маха крыла

По [2] в соответствии с полученным и профилем крыла определяем 0,79 – критическое число Маха профиля. При 0,35 и χ₀=35⁰ : – поправка на малость удлинения крыла, – поправка на стреловидность крыла по [2].

С учетом поправок критическое число Маха крыла равно:

0,79+0+0,07 = 0,86.

3.2 Расчет критического числа Маха фюзеляжа

Критическое число Маха рассчитывается по формуле из [3]:

,

где 1,67 – удлинение носовой части фюзеляжа.

Тогда

0,86.

3.3 Расчет критического числа Маха горизонтального оперения

Критическое число Маха определяется по формуле из [2]:

,

где – поправка на малость удлинения ГО;

5 – поправка на стреловидность ГО по [2] при 0,35 и χ₀=40⁰.

Тогда

.

3.4 Расчет критического числа Маха вертикального оперения

Критическое число Маха определяется по формуле из [2]:

,

где 5 – поправка на стреловидность ВО по [2] при 0,9 и χ₀=35⁰.

Тогда

.
3.5 Расчет критического числа Маха гондол двигателя

Критическое число Маха рассчитывается по формуле из [3]:

,

где – удлинение гондолы двигателя.

Тогда

0,87.

По полученным данным выберем наименьшее критическое число Маха самолета М_* = 0,84, которое больше крейсерского числа Маха М_крейс = 0,76.

Тогда,

М_расч =0,76.

Расчетную скорость вычислим по формуле из [2]:

V_расч = М_расч·а=299,45·0,76=228 м/с.