Файл: Курсовая работа по дисциплине Аэродинамика самолета Проверочный расчет адх сверхзвукового самолета Су34.docx

Сделать презентацию

Скачать файл (2,05Мб)

Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Курсовая работа

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 22.11.2023

Просмотров: 1445

Скачиваний: 32

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ(национальный исследоватльский университет)Кафедра 105 «Аэродинамика летательных аппаратов»Курсовая работапо дисциплине «Аэродинамика самолета» «Проверочный расчет АДХ сверхзвукового самолета Су-34»Группа: М1О-308-бВыполнили: Ермаков Д.С.Степина В.А. Проверил: Кочурова Н.И.Москва 2020

Расчет основных геометрических параметров СУ-34

ДЛЯ ФЮЗЕЛЯЖА

удлинение фюзеляжа =23,3/1,4366=16,2189;
удлинение носовой части =3,4284/1,4366=2,3865;
удлинение цилиндрической части =9,9282/1,4366=6,9109;
удлинение кормовой части =9,9434/1,4366=6,9215;
сужение носовой части =1,150/1,4366=0,8005;
сужение кормовой части =0,8472/1,4366=0,5897.

ДЛЯ КРЫЛА

удлинение с подфюзеляжной частью
= 14,7^2/76.5911=2,8213
удлинение консольной части
=13,2582^2/61,0924=2,8773
сужение крыла с подф.частью:
=11,33/2,244=5,0490
сужение консольной части
=11,5308/2,244=5,1385

ДЛЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

удлинение с подфюзеляжной частью
= 9,8^2/27,9366=3,4378
удлинение консольной части
= 6,3564^2/14,9421=2,704
сужение консольной части
= 3,7626/1,057=3,5597

ДЛЯ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

удлинение консольной части

=(2*4,2474)^2/2*13,0098=2,7734

удлинение с подф. частью
=(2*4,2474^2+0,9288)/34,9963=2,5375
сужение консольной части

= 4,8324/1,2936= 3,7356САХ:У СУ-34 крыло сложное , тогда для каждого простого крыла нужно вычислить и площадь. САХ крыла сложной формы в плане находим по формуле:Консольная часть крыла: Крыло с подфюзеляжной частью

b_А1	4,9854
b_А2	13,3344
S₁	33,5779
S₂	29,15,3273

b_А1	4,4652
b_А2	8,877
S₁	25,1737
S₂	5,3725

Тогда b_{А кр конс}=5,2411м. Тогда b_{А кр}=7,6020м. САХ ГО и ВО определяем аналогично, но как для простого крыла: b_{А ГО}= 2,6556мb_{А ВО} = 3,4506м.

Определение критического числа Маха

Критическое число Маха крыла зависит от толщины профиля, формы крыла в плане и от подъемной силы крыла (т.е. угла атаки).М_кр = М_{кр прф} + М_кр_ + М_кр_М_{кр прф}–значение М_крдля профиля крыла; М_кр_ , М_кр_–дополнительные члены, учитывающие влияние удлинения и стреловидности крыла на величину М_{кр прф}. ,

=0.05???????????? кр = ???????????? кр ???? ∙ ????– значение коэффициента подъемной силы крыла при ???????????? кр = 0.М_кр_, М_кр_определяются по графикам: М_кр__=0.005М_кр__=0.064Сложив получившиеся значения чисел Маха получаем, что М_кр= 0,8435 +0,005 + 0,064 = 0,9285

Расчет диапазона углов атаки

В расчете принимаются углы атаки α = 0; 3; 6; 9° для компоновки с крылом малого удлинения. Указанный расчетный диапазон углов атаки соответствует линейной зависимости коэффициентов подъемной силы , момента тангажа , от угла атаки.

Определение коэффициента подъемной силы самолета

производная коэффициента подъемной силы самолета определяется по соотношению:Здесь производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки, соответственно, изолированного фюзеляжа , консольных частей крыла и горизонтального оперения изолированных мотогондол, при обтекании которых может возникать подъемная сила.  0.02 …0.1  1.0 …6.0; – коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем

– коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого–либо элемента конструкции самолета

– коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно

Коэффициенты консольных частей , , отнесены соответственно, к характерной площади фюзеляжа (площадь сечения миделя – S_ф), площади консольной части крыла – S_ккр, ГО – S_кго. Сложение аэродинамических коэффициентов разных частей самолета можно проводить в том случае, если они отнесены к одной площади.

Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки

При малых углах атаки, на участке линейной зависимости, коэффициент подъемной силы фюзеляжа можно представить в виде: Для малых углов атаки можно считать что , где можно принять . и Производная зависит от формы фюзеляжа и задается для эквивалентного тела вращения как:где – производная носовой части фюзеляжа с учетом интерференции с цилиндрической частью, которая в случае заострения носовой чсти определяется по графику: – производная

кормовой части фюзеляжа, которая рассчитываем по формуле:

где _корм – сужение кормовой части, 0.2 поправка, учитывающая влияние пограничного слоя.