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

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 01.12.2023

Просмотров: 68

Скачиваний: 3

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.
Министерство науки и высшего образования Российской ФедерацииФедеральное государственное бюджетноеобразовательное учреждение высшего образования«Комсомольский-на-Амуре государственный университет»Факультет авиационных и морских технологийКафедра «Авиастроение»РАСЧЕТНО-ГРАФИЧЕСКАЯ РАБОТАпо дисциплине: «Аэродинамика самолётов»Вариант 21Студент группы 8ТС-1 Н.А. ШершневПреподаватель К.С. Бормотин 2021Задание: провести расчёт аэродинамических характеристик самолёта: определить максимальное качество, наивыгоднейший угол атаки, максимальный коэффициент подъёмной силы. Дано:A = 0,12;Cx0 = 0,015;α0 = 0,7˚;αкр = 21˚;αнс = 19˚;ΔСхш = 0,018.Решение:Аэродинамическое качество поверхности крыла определяется отношением коэффициента подъёмной силы к коэффициенту лобового сопротивления, то есть:где Cyα – коэффициент подъёмной силы;Cxα – 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 Cyα от угла атаки
где Cx0 – коэффициент сопротивления при Cyα = 0;Cxi – коэффициент индуктивного сопротивления;ΔCxp – коэффициент сопротивления давления, возникающего вследствие срыва потока;ΔCхш – коэффициент сопротивления, создаваемый выпущенным шасси.где A – постоянный коэффициент индуктивного сопротивления.Пусть ΔCxp = 0, тогдаРисунок 2 – График зависимости коэффициента Cxα от угла атакиПостроим 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 Cyα и CxαТаким образом, Cyαmax = 60,9, Kmax = 3,735 αнв = 1,4˚Рисунок 4 – График аэродинамического качества

Смотрите также файлы