Файл: Расчет аэродинамических характеристик самолета.docx

;

= 20185 – максимальная взлетная масса;

= 7680 – масса топлива;

– ускорение свободного падения, ;

= 0,2666 плотность воздуха на высоте 13000 м ;

= 50,4 – характерная площадь (в данном случае крыла).

Тогда получаем:

.
Для крыла был выбран суперкритический профиль C-790212, где относительная толщина профиля .

Для горизонтального и вертикального оперения рекомендуется симметричный профиль NACA – 0006, относительная толщина которого будет составлять .

Из графика [3, Рис.П2.25] определяем, что для профиля крыла при имеем .
Поправочные коэффициенты для крыла , .

Подставим полученные данные в формулу (1):

.

---

3.2 Расчёт критического числа Маха фюзеляжа

Критическое число Маха фюзеляжа вычисляется по формуле [2]:



где – удлинение фюзеляжа.

Тогда

3.3 Расчёт критического числа Маха горизонтального оперения

Критическое число Маха ГО определяется по формуле [2]:



где поправочные коэффициенты , .

Тогда

3.4 Расчёт критического числа Маха вертикального оперения

Критическое число Маха ВО определяется по формуле [2]:



где поправочные коэффициенты для ВО , .

Тогда

.

3.5 Расчет критического числа Маха мотогондолы

Критическое число Маха мотогондолы вычисляется аналогично фюзеляжу.

,

где – удлинение мотогондолы.

Тогда

3.6 Расчет критического числа Маха топливных баков

Критическое число Маха топливного бака вычисляется аналогично фюзеляжу.

,

где – удлинение топливного бака.

Тогда

---

Критическое число Маха всех элементов самолета:



Среди рассчитанных значений, минимальным является значение критическое числа Маха крыла, тогда критическое число Маха самолета М_*сам = 0,825.

Т.к. М_крейс = 0,76 меньше, М_*сам = 0,825, то для крейсерской скорости полета волновой кризис возникать не будет. Поэтому расчетные значения числа Маха и скорости самолета примем для крейсерского режима:

М_расч = М_крейс = 0,76 и .

4 РАСЧЁТ ПОЛЁТНОЙ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ

Расчет докритической поляры производится при числах Маха, меньше критических. Уравнение поляры имеет вид:

, (2)

где – минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета;

– коэффициент индуктивного сопротивления;

– коэффициент подъёмной силы при . Так как самолёт является транспортным, принимаем .

4.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла зависит от значения числа Рейнольдса:

, (3)

где – расчетная скорость, ;

– средняя хорда крыла,

---

;

, – кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета.

Тогда

.

Для стреловидного крыла

При величина (коэффициент суммарного сопротивления трения тонкой пластинки) определяется по формуле:

₍₄₎

Тогда



Профильное сопротивление крыла определяется по формуле [2]:

, (5)

где =0,12 для крыла и =0,76 из предыдущих расчетов.
Тогда



При определении коэффициента пассивного сопротивления крыла учитывается взаимное влияние крыла и фюзеляжа, а также наличие щелей [2]:

, (6)

где – коэффициент интерференции выбирается в зависимости от расположения крыла;

– относительная суммарная длина (размах) щелей на крыле – отношение суммарной длины щелей к размаху крыла .

Так как схема расположения крыла самолета-прототипа представляет низкоплан, то коэффициент интерференции принимаем .

Тогда

.

---

4.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления

горизонтального оперения

Коэффициент профильного сопротивления оперения определяется, как и для крыла, по формуле (5).

Влияние щелей и сопротивление интерференции учитывается величиной и введением в расчет всей подфюзеляжной части оперения:

. (7)

Вычисление числа Рейнольдса для горизонтального оперения проводится аналогично вычислению числа Рейнольдса для крыла. Средняя хорда горизонтального оперения равна . Исходя из этих данных, определим число Рейнольдса по формуле (4):

.

Так как ГО имеет стреловидную форму, принимаем .

Величина определяется по формуле:



Тогда



Коэффициент профильного сопротивления горизонтального оперения вычисляем по формуле (5):



Минимальный коэффициент лобового сопротивления горизонтального оперения определяем из соотношения (7):

4.3 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления

вертикального оперения

Так как и , то число Рейнольдса будет равно:

---