ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 10.01.2024
Просмотров: 411
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
Силовая установка воздушного судна состоит из четырёх турбореактивных авиадвигателей марки Pratt & Whitney JT12A-8, каждый из которых обладает тягой в 14,7 кН, что позволяет самолёту развивать скорость в 885 км\ч. (в зависимости от модификации летательного аппарата). Самолёт может осуществлять перелёты на расстояниях до 4820 километров, что в свою очередь считается весьма приемлемым. Самолёт JetStar выполнен по обычной аэродинамической схеме моноплана с низкоразположенным крылом. Стреловидность крыла — 30°. Крыло оборудовано крупными топливными баками, расположенными поперек конструкции крыла и выступающими вперёд и назад. Механизация крыла включает в себя предкрылок и двухщелевые закрылки. Горизонтальный цельноотклоняемый стабилизатор расположен посередине киля. Внизу фюзеляжа расположен воздушный тормоз. Четыре двигателя расположены попарно в задней части фюзеляжа. Модель JetStar II отличается, кроме других двигателей, несколько другими обводами фюзеляжа и крыла.
Самолёт использовался гражданскими авиаперевозчиками Канады (Министерство транспорта) и Ираком (а/к Iraqi Airways). Среди военных эксплуатантов — военные ведомства ФРГ, Индонезии, Ирана, Ирака, Кувейта, Ливии, Мексики, США, Саудовской Аравии.
Рис. 1 Внешний вид Lockheed JetStar 2
Лётно-технические характеристики (ЛТХ) самолёта представлены в таблице 1 [1].
| Самолет | Lockheed JetStar 2 |
| Размеры | |
| Длина (м) | 18,41 |
| Размах крыла (м) | 16,6 |
| Высота (м) | 6,22 |
| Площадь крыла (кв.м) | 50,4 |
| Вес | |
| Макс. взлетный вес (кг) | 20185 |
| Вес пустого (кг) | 11225 |
| Макс. коммерческая загрузка (кг) | 8960 |
| Летные данные | |
| Дальность полета с макс. загрузкой (км) | 4820 |
| Макс. крейсерская скорость (км/ч) | 810 |
| Максимальная скорость (км/ч) | 885 |
| Практический потолок (м) | 13000 |
| Двигатели | 4 × Garrett TFE731-3 Мощность: 4 × 16,5 кН |
Таблица 1
1 ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
-
Расчёт геометрических характеристик крыла
Основными характеристиками крыла являются:
– относительное удлинение;
– относительное сужение;
– эффективное удлинение.
Относительное удлинение вычисляется по формуле:
.где
– размах крыла, 
;
– площадь крыла, 
.Значения
и приведены во Введении.Тогда
.Сужение
определяется по формуле:
. где
–корневая хорда крыла, ;
– концевая хорда крыла, .Так как
и 
, тогда
.Средняя геометрическая хорда крыла находится из выражения
Эффективное удлинение крыла
учитывает прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки и определяется по формуле:
.Тогда
.Различают стреловидность крыла по линиям:
– передней кромки
;– ¼ хорд
.1.2 Геометрические характеристики фюзеляжа
В число основных геометрических характеристик фюзеляжа входят:
– площадь миделя, 
;
– относительное удлинение;
– относительное удлинение носовой части;
– относительное удлинение хвостовой части;
– площадь омываемой поверхности, .Площадь миделя определяется по формуле:
,где
- диаметр фюзеляжа, который определяется с чертежа в[Приложении А]:
.Тогда
.Относительное удлинение вычисляется по формуле:
,где
= 18,41 – длина фюзеляжа.Тогда
.Относительное удлинение носовой части вычисляется по формуле:
, где
= 5,064
– длина носовой части фюзеляжа.
.Относительное удлинение хвостовой части фюзеляжа равно:
, где
= 6,672
– длина хвостовой части фюзеляжа.
Площадь омываемой поверхности зависит от площади миделя и определяется по формуле:
.