ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 10.01.2024
Просмотров: 416
Скачиваний: 2
СОДЕРЖАНИЕ
1 ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
1.2 Геометрические характеристики фюзеляжа
1.3.1 Геометрические характеристики горизонтального оперения
1.4 Геометрические характеристики вертикального оперения
1.5 Геометрические характеристики мотогондолы
1.6 Геометрические характеристики топливных баков
2 ПОДБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ
3 РАСЧЁТ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА САМОЛЁТА
3.1 Расчёт критического числа Маха крыла
3.2 Расчёт критического числа Маха фюзеляжа
3.3 Расчёт критического числа Маха горизонтального оперения
3.4 Расчёт критического числа Маха вертикального оперения
3.5 Расчет критического числа Маха мотогондолы
3.6 Расчет критического числа Маха топливных баков
4 РАСЧЁТ ПОЛЁТНОЙ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ
4.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла
4.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления
4.3 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления
4.4 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления
4.5 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы
4.6 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления топливного бака
4.7 Пассивное сопротивление самолета
5 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛЯРЫ ДЛЯ НЕМЕХАНИЗИРОВАННОГО КРЫЛА
5.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла
5.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления
5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления
5.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа
5.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления
5.6 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления топливного бака
5.7 Пассивное сопротивление самолета на взлетно-посадочном режиме без учета механизации
5.8 Расчет максимального коэффициента подъёмной силы для
6 ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
6.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла
6.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета
6.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки
7 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫX ПОЛЯР
7.1 Расчет взлетно-посадочной поляры без применения механизации
7.2 Расчет поляр на взлетном режиме
7.3 Расчет поляр на режиме посадки
1.3.1 Геометрические характеристики горизонтального оперения
Все линейные размеры снимаются непосредственно с чертежа.
Средняя хорда горизонтального оперения определяется как:
, где
= 1,173
– концевая хорда ГО,
= 2,84 – корневая хорда ГО.Тогда
.Площадь горизонтального оперения вычисляется как:
, где
= 7,558 – размах ГО.Тогда
.Удлинение горизонтального оперения:
.Относительное сужение горизонтального оперения:
.Стреловидность горизонтально оперения по передней кромке
.1.4 Геометрические характеристики вертикального оперения
Средняя хорда вертикального оперения определяется как:
где
= 1,222 – концевая хорда вертикального оперения,
=3,932
– корневая хорда вертикального оперения.Тогда
.Площадь вертикального оперения определяется по формуле:
,где
= 3,66– размах вертикального оперения.Тогда
.Относительное удлинение вертикального оперения:
.Сужение вертикального оперения будет равно:
.Стреловидность вертикального оперения по передней кромке:
1.5 Геометрические характеристики мотогондолы
Боковые мотогондолы двигателей:
Определим площадь миделя мотогондолы:
где
= 0,85 – диаметр мотогондолы. 
,Относительное удлинение мотогондолы:
где
=6,11
– длина фиктивного тела мотогондолы.Тогда
,Относительное удлинение носовой части будет равно:
,где
= 1,989 – длина носовой части мотогондолы.Тогда
Относительное удлинение хвостовой части мотогондолы:
где
= 4,097 – длина хвостовой части мотогондолы.Тогда
.Площадь омываемой поверхности мотогондолы находится:
,где
– действительная длина мотогондолы. Тогда
.1.6 Геометрические характеристики топливных баков
Боковые топливные баки:
Определим площадь миделя топливного бака:
где
= 0,918 – диаметр мотогондолы. 
,Относительное удлинение топливного бака:
где
=7 – длина фиктивного тела топливного бака.Тогда
,Относительное удлинение носовой части будет равно:
,где
= 1,648 – длина носовой части топливного бака.Тогда
Относительное удлинение хвостовой части топливного бака:
где
= 2,398 – длина хвостовой части топливного бака.Тогда
.Площадь омываемой поверхности топливного бака находится:
,где
– действительная длина топливного бака. Тогда
.2 ПОДБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ
По величине числа Маха для крейсерского режима полета определяются относительные толщины профиля крыла и оперения из рекомендуемого диапазона.
Скорость крейсерского полета, отнесенная к скорости звука на высоте крейсерского полета, дает число Маха на данном режиме
,где
– скорость крейсерского полета, 
;
– скорость звука на высоте крейсерского полета, .Значение
выбирается из стандартной атмосферы в зависимости от высоты 
.Для высоты
:
;
.Тогда
.3 РАСЧЁТ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА САМОЛЁТА
За расчетное критическое число Маха самолета принимается минимальное значение критических чисел Маха отдельных агрегатов самолета:
3.1 Расчёт критического числа Маха крыла
Критическое число Маха крыла определяется по формуле:
, (1)где
– поправка на удлинение, берется из [3, Рис. 3.1];
– поправка на стреловидность, берется из [3, Рис. 3.2].Рассчитаем значение коэффициента подъемной силы
:
,где
– средняя полетная масса, которая определяется как разница между взлетной массой самолета и половины запаса топлива,