Министерство науки и высшего образования Российской Федерации

Федеральное государственное бюджетное
образовательное учреждение высшего образования
«Комсомольский-на-Амуре государственный университет»

Факультет авиационных и морских технологий

Кафедра «Авиастроение»

РАСЧЕТНО-ГРАФИЧЕСКАЯ РАБОТА

по дисциплине: «Аэродинамика самолётов»

Вариант 21

Студент группы 8ТС-1 Н.А. Шершнев

Преподаватель К.С. Бормотин

2021

Задание: провести расчёт аэродинамических характеристик самолёта: определить максимальное качество, наивыгоднейший угол атаки, максимальный коэффициент подъёмной силы.

Дано:



A = 0,12;

C_x0 = 0,015;

α₀ = 0,7˚;

α_кр = 21˚;

α_нс = 19˚;

ΔС_хш = 0,018.

Решение:

Аэродинамическое качество поверхности крыла определяется отношением коэффициента подъёмной силы к коэффициенту лобового сопротивления, то есть:



где C_yα – коэффициент подъёмной силы;

C_xα – коэффициент лобового сопротивления.

Найдём диапазон коэффициентов подъёмной силы и лобового сопротивления, описав их функцией зависимости от угла атаки и на их основе построив графики:












Рисунок 1 – График зависимости коэффициента C_yα от угла атаки

---

где C_x0 – коэффициент сопротивления при C_yα = 0;

C_xi – коэффициент индуктивного сопротивления;

ΔC_xp – коэффициент сопротивления давления, возникающего вследствие срыва потока;

ΔC_хш – коэффициент сопротивления, создаваемый выпущенным шасси.



где A – постоянный коэффициент индуктивного сопротивления.



Пусть ΔC_xp = 0, тогда





Рисунок 2 – График зависимости коэффициента C_xα от угла атаки

Построим поляру первого рода и найдём по ней наивыгоднейший угол атаки и максимальное качество. Для этого построим сначала таблицу, отражающую зависимость коэффициентов подъёмной силы и лобового сопротивления, а также качества поверхности крыла от угла атаки с шагом 0,7 градусов.

Таблица 1 – Аэродинамические характеристики поверхности крыла

α, град.	Cyα = f1(α)	Cхα = f2(α)	К(α)
0	-2,1	0,562	-3,735
0,7	0	0,033	0
1,4	2,1	0,562	3,735
2,1	4,2	2,15	1,954
2,8	6,3	4,796	1,314
3,5	8,4	8.5	0,988
4,2	10,5	13,263	0,792
4,9	12,6	19,084	0,66
5,6	14,7	25,964	0,566
6,3	16,8	33,902	0,496
7	18,9	42,898	0,441
7,7	21	52,953	0,397

---

Продолжение таблицы 1

8,4	23,1	64,066	0,361
9.1	25,2	76,238	0,331
9,8	27,3	89,468	0,305
10,5	29,4	103,756	0,283
11,2	31,5	119,103	0,264
11,9	33,6	135,508	0,248
12,6	35,7	152,972	0,233
13,3	37,8	171,494	0,22
14	39,9	191,074	0,209
14,7	42	211,713	0,198
15,4	44,1	233,41	0,189
16,1	46,2	256,166	0,18
16,8	48,3	279,98	0,173
17,5	50,4	304,852	0,165
18.2	52,5	330,783	0,159
18,9	54,6	357,772	0,153
19,6	56,7	385,82	0,147
20,3	58,8	414,926	0,142
21	60,9	445,09	0,137

Рисунок 3 – График зависимости коэффициентов C_yα и C_xα

Таким образом, C_yαmax = 60,9, K_max = 3,735 α_нв = 1,4˚



Рисунок 4 – График аэродинамического качества

---

Смотрите также файлы

• 7 А сынып оушысы.docx

• Отчет по учебной практике (вид практики) Ознакомительная практика (тип практики).docx

• Тепловизионное оборудование.docx

• A. Биопсия шейки матки.docx

• Решение практических задач, контрольная работа, тест, защита проекта.pdf