МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(национальный исследоватльский университет)

Кафедра 105 «Аэродинамика летательных аппаратов»

Курсовая работа

по дисциплине «Аэродинамика самолета»
«Проверочный расчет АДХ сверхзвукового самолета Су-34»

Группа: М1О-308-б

Выполнили: Ермаков Д.С.

Степина В.А.

Проверил: Кочурова Н.И.
Москва 2020

1. 
   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= 3,7356
САХ:

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

bА1	4,9854
bА2	13,3344
S1	33,5779
S2	29,15,3273

bА1	4,4652
bА2	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} = 2,6556м

b_{А ВО} = 3,4506м.

2. 
   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=0.064}

Сложив получившиеся значения чисел Маха получаем, что

М_кр = 0,8435 +0,005 + 0,064 = 0,9285

3. 
   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.

4. 
   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.

1. 
   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.

	М=0,2	М=0,7	М=2
	2.8959
	0,4106	0,2993	0,7258
η2корм	0,3478

М=0,2	0.047	-0,0061	0.0409
М=0,7	0,044		0,0379
М=2	0.0525		0.0464

---

Смотрите также файлы

• Тема периода.doc

• 3. Задания для суммативного оценивания за 7 класс Задания для суммативного оценивания за 1 четверть.docx

• Песня благодарности учителям.docx

• Контрольная работа по Трудовому праву рф.docx

• Контрольная работа по теме 7 Международные валютнокредитные и финансовые организации (задание).docx