характеристик літальних апаратів заснований на експериментальних даних, оброблених в параметрах подоби. Посібник містить метод розрахунку аеродинамічних характеристик літака на дозвукових, трансзвукових і надзвукових швидкостях.
При визначенні сумарних аеродинамічних характеристик реальний літальний апарат замінюється схематизировался. Літак розчленовується на найпростіші елементи, піддаються розрахунку. Виділяються крило, горизонтальне і вертикальне оперення, фюзеляж.
При схематизації крила криволінійні кромки замінюють прямолінійними, але так, щоб площа в плані не змінювалася. Розрахунок аеродинамічних характеристик проводиться для ізольованого крила. Під ізольованим розуміється крило, складене з двох консолей без подфюзеляжной частини.
Фюзеляж замінюється еквівалентним тілом обертання. Діаметр еквівалентного тіла обертання визначається через площу миделевого перерізу елемента. Виділяються носова, циліндрична і кормова частини елемента.
1. Підготовка вихідних даних
Вихідні дані частково наведені в завданні на курсову роботу відповідно до 3 варіантом, а, в основному, визначаються шляхом масштабних вимірів (Додаток, рис. 1-3), розраховуються з використанням виданої аеродинамічної схеми літака і зводяться в таблицю 1.
При визначенні геометричних розмірів спочатку обчислюють масштаб М, рівний відношенню якогось розміру натурального об'єкта Н в метрах до відповідного розміру відрізка на кресленні О в міліметрах:
Таблиця 1
Вихідні дані
Елемент самолетаПараметр, размерностьОбозначеніе, формулаЧісловое значеніе1234КрилоРазмах, м 31,55Площадь, м 2 120,25Хорда середня, м 3,811Хорда центральна, м 6,766Хорда кінцева, м 1,938Суженіе 3,491Относітельная товщина профілю 0,12Относітельная координата максимальної товщини 0,4Относітельная кривизна профілю,% 3,5Угол атаки нульовий підйомної сили, град - 1,6Относітельная координата фокусу профілю 0,25Стреловідность по лінії максимальних товщин, град 26Стреловідность по лінії фокусів, град 28Удліненіе геометричне 8,278Относітельная площа, зайнята фюзеляжем 0,247Относітельная площа крила, зайнята гондолами двигуна S гд/S0,098 Відносна площу, не обтічна потоком 0,345Удліненіе ефективне 6,154Проізводная коефіцієнта підйомної сили по куту атаки, 1/град 0,071Относітельная координата точки переходу ЛПС в ТПС 0Коеффіціент моменту профілю при - 0,055Расстояніе від крила до землі при зльоті, посадці, м 3,36Закрилок двухщелевойОтносітельная хорда 0,3Хорда 0,792Размах закрилків, м 17,43Площадь крила, яку обслуговує закрилками 79,9Относітельная площа крила, яку обслуговує закрилками 0,6628Угол відхилення при зльоті, град 30Угол відхилення при посадці, град 55Угол стреловидности по осі шарнірів, град 18Расстояніе від крила до землі при зльоті, м 2,788Расстояніе від крила до землі при посадці, м 2,424Хорда середня крила з випущеним закрилком, м 4,58Горізонтальное опереніеХорда, м 2,82Относітельная товщина 0,1Размах, м 11 , 47Площадь, м2 32,72Удліненіе 4,021Стреловідность по лінії фокусів, град 34Относітельная координата точки переходу ЛПС в ТПС 0Хорда керма висоти, м 1,95Площадь керма висоти, м2 9,2Вертікальное опереніеСредняя хорда, м 3,174Размах, м 6,39Площадь, м2 20 , 28Относітельная товщина 0,1Относітельная координата точки переходу ЛПС в ТПС 0ПілонХорда середня, м 3,92Относітельная товщина 0,09Площадь, м2 0,78Относітельная координата точки переходу ЛПС в ТПС 0ФюзеляжДліна, м 35,13Діаметр миделя, м 2,226Площадь миделя, м2 3, 89Удліненіе 15,785 «Змочена» поверхня, м2 195,456Дліна носовій частині, м 7,54Удліненіе носовій частині 3,388Относітельная координата точки переходу ЛПС в ТПС 0Гондола двігателяДліна, м 5,61Діаметр миделя, м 1,47Удліненіе 3,816 «Змочена» поверхня, м2 20,618Дліна носової частини, м 2,74Удліненіе носовій частині 1,864Относітельная координата точки переходу ЛПС в ТПС 0Гондола шассіДліна, м 5,22Діаметр миделя, м 1,01Удліненіе 5,168 «Змочена» поверхня, м2 13,18Дліна носовій частині, м 2,5Удліненіе носовій частині 2,475Относітельная координата точки переходу ЛПС в ТПС 0Общіе данниеВзлетний вагу літака, кГ 53000Расчетная швидкість польоту, км/год 720Тіп і кількість двигунів 2хДТРДДля ВМД - статична тяга одного двигуна на нульовій висоті, кГ 7030Расчетная висота польоту, м 10000
2. Розрахунок і побудова кривих
.1 Розрахунок і побудова кривої залежності
Критичне число Маха називають відношення швидкості польоту літака до швидкості звуку на висоті польоту.
Наявність кривої залежності дозволяє визначити ступінь впливу стисливості повітря на аеродинамічні характеристики літака при польоті на різних швидкостях і кутах атаки. У тих випадках, коли режими польоту літака відповідають точкам, лежачи...
