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

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Курсовая работа

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 22.11.2023

Просмотров: 290

Скачиваний: 13

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


    1. Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки крыла

Расчет коэффициента крыла сложной формы в плане при дозвуковых и сверхзвуковых числах Маха проводится по приближенной формуле:



где – производная для 1–го крыла, – удлинение первого крыла, – производная для 2–го крыла, – удлинение второго крыла . В этом случае крыло сложной формы в плане представляется в виде двух простых крыльев. . Коэффициенты для 1–го крыла и для 2–го крыла, составленного из двух консольных частей базового крыла, определяется в функции параметров , , , для 1–го крыла и , , , для 2–го крыла по графикам:



=2.8213 = / =1.1386 /14.7=0.077

Делим наше крыло на два простых и раcсчитываем их площади c чертежа:


=30,2422м2 => = / =0,65

=54,0465 м2 = - =12.1196 => = / =2,9349

̅с=c/b=0,209/4,774=0,043

Параметры
Крыло 1
Крыло 2

Число Маха
0.2
0.7
2
0.2
0.7
2



0
2,8173



0,02
1,0282

/

0,6369
0,4642

1,1258
2,8756
2,0959

5,0833

/ λ(1и2)
0,625
0,475
-0,25
0,002
0,021
0,008



0,4063
0,308
-0,163
0,0496
0,0467
0,0234



М=0.2 0,01602

М=0,7 0,06134

М=2 0,01580


4.4 Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки ГО

Коэффициент определяется аналогично крылу по графикам выше, где к –удлинение консольной части ГО (кго), – угол стреловидности по средней линии ГО, – средняя относительная толщина профиля ГО по размаху консольной части. У самолета Су-34 значения этих параметров равны:

̅с=c/b=1,95/3.762=0,518.

го =2.6736 , =29.1 ᵒ , =0.03.




М=0,2
М=0.7
М=2



≈1,5



≈2,147



2,6195
1,9093
4,63



По графику:

Для М=0,2 / λ = 0,017 => = 0.0454512

Для М=0.7 / λ = 0,045 => = 0.05373936

Для М=0.7 / λ = 0,002 => =







М=0,2
0.0454512

М=0,7
0.05373936

М=2
0,0043472



    1. Определение коэффициентов интерференции крыла и фюзеляжа

Взаимное влияние несущей поверхности с фюзеляжем определяем коэффициентом интерференции

.

Для аэродинамической компоновки «среднеплан» при дозвуковых и трансзвуковых скоростях коэффициенты как функция

= 1,4366/14,7=0,098

( – диаметр фюзеляжа, l – размах несущей поверхности) определяеv по графику ниже. Тогда


При сверхзвуковых скоростях области взаимного влияния несущей поверхности и фюзеляжа ограничиваются конусами возмущения, выходящими из передней и задней кромок бортовой хорды. При дозвуковых передних кромках несущей поверхности коэффициент можно принять равным его значению при дозвуковых скоростях . При сверхзвуковых передних кромках несущей поверхности коэффициент изменяется с учетом размеров области влияния фюзеляжа на несущую поверхность.

где – значение коэффициента при сверхзвуковых скоростях, – значение коэффициента при дозвуковых скоростях, .

– площадь консольной части несущей поверхности; – площадь консольной части несущей поверхности, на которую оказывает влияние фюзеляж; bб – бортовая хорда.


Тогда:





где значения коэффициента представлены на графике ниже. Поправку по соотношению можно принять как для дозвуковой, так и для сверхзвуковой передней кромки несущей поверхности.



0,122071



1,0146


→ =3.8

→

Для определения полной интерференции несущей поверхности и фюзеляжа найдем:

  • Влияние формы несущей поверхности в плане по соотношению:



, где – сужение консоли несущей поверхности

=1,4366/14,7=0,098

. Здесь – диаметр фюзеляжа в месте установки несущей поверхности, – размах несущей поверхности. В этом случае принимается, что основное влияние на изменение коэффициента оказывает сужение несущей поверхности.

  • Влияние толщины пограничного слоя определяется из выражения:



=1,0926395412/0,8053001146

Смотрите также файлы