Файл: Расчет аэродинамических характеристик самолета.docx

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

Федеральное государственное автономное

образовательное учреждение высшего образования

«Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева»

(Самарский университет)

Институт авиационной и ракетно-космической техники
Кафедра конструкции и проектирования летательных аппаратов

Курсовой проект на тему:
РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

Lockheed JetStar 2

Выполнил: студент

----------------------

Проверил: Никонов В. В.

Самара 2021

ЗАДАНИЕ

Выполнить чертёж общего вида самолёта (формат А3), соблюдая все требования ГОСТа.
Собрать сведения о данном самолёте и изложить их кратко во введении.
Вычислить основные геометрические характеристики самолёта.
Рассчитать критическое число Маха самолёта и максимальное значение числа Маха.
Выполнить расчёт коэффициента лобового сопротивления самолёта при нулевой подъёмной силе на высоте крейсерского полёта и докритического числа Маха.
Произвести расчёт значения максимального коэффициента подъёмной силы самолёта для докритического режима полёта.
Построить докритическую поляру самолёта для высоты полёта крейсерского режима.
Построить сетку закритических поляр самолёта с шагом по числу Маха равным 0,05.
Построить сквозные характеристики самолёта
Построить взлётно-посадочные поляры самолёта с учётом влияния земли.
Построить зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки на режимах взлёта и посадки с учётом влияния земли. Показать влияние механизации.
Построить зависимость подъёмной силы самолёта на режиме взлёта. За счёт выбора эффективной механизации добиться взлёта самолёта.
Написать пояснительную записку в редакторе Word к курсовой работе с учётом ГОСТа по учебным текстовым документам.

Исходные материалы:

Эскиз самолёта и таблица основных его геометрических и технических характеристик.

РЕФЕРАТ

Курсовой проект: 49 страниц, 5 рисунков, 11 таблиц, 4 источника.

Графическая часть (для изучения): 1 лист формата А3.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ПОЭЛЕМЕНТНЫЙ РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК, ПОЛЯРА, ЧИСЛО МАХА, УГОЛ АТАКИ, СКВОЗНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ РЕЖИМЫ САМОЛЕТА.

Объектом исследования является самолет Lockheed JetStar 2.

Цель работы - проведение расчета и исследование аэродинамических характеристик самолета. В процессе работы использован метод поэлементного расчета самолета.

В результате работы определены аэродинамические характеристики самолета на крейсерском и взлетно-посадочных режимах.

СОДЕРЖАНИ

РЕФЕРАТ 2

ВВЕДЕНИЕ 9

1 ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 12

1.1Расчёт геометрических характеристик крыла 12

1.2 Геометрические характеристики фюзеляжа 13

1.3.1 Геометрические характеристики горизонтального оперения 14

1.4 Геометрические характеристики вертикального оперения 15

1.5 Геометрические характеристики мотогондолы 15

1.6 Геометрические характеристики топливных баков 16

2 ПОДБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ 18

3 РАСЧЁТ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА САМОЛЁТА 19

3.1 Расчёт критического числа Маха крыла 19

3.2 Расчёт критического числа Маха фюзеляжа 20

3.3 Расчёт критического числа Маха горизонтального оперения 20

3.4 Расчёт критического числа Маха вертикального оперения 20

3.5 Расчет критического числа Маха мотогондолы 20

3.6 Расчет критического числа Маха топливных баков 21

4 РАСЧЁТ ПОЛЁТНОЙ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ 22

4.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла 22

При величина (коэффициент суммарного сопротивления трения тонкой пластинки) определяется по формуле: 22

₍₄₎ 22

Тогда 22

22

4.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления 23

горизонтального оперения 23

Величина определяется по формуле: 23

23

Тогда 23

24

4.3 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления 24

вертикального оперения 24

Величина определяется по формуле: 24

24

Тогда 24

4.4 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления 24

фюзеляжа 24

Величина определяется по формуле: 25

25

Тогда 25

4.5 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы 26

Коэффициент пассивного сопротивления мотогондолы определяется, как и для фюзеляжа, изменяется лишь величина дополнительного сопротивления, значение которого =0, 26

Величина определяется по формуле: 26

26

Тогда 26

4.6 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления топливного бака 27

Коэффициент пассивного сопротивления топливного бака определяется, как и для фюзеляжа, изменяется лишь величина дополнительного сопротивления, значение которого =0, 27

Величина определяется по формуле: 27

27

Тогда 27

4.7 Пассивное сопротивление самолета 27

4.8 Докритическая поляра 28

5 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛЯРЫ ДЛЯ НЕМЕХАНИЗИРОВАННОГО КРЫЛА 29

5.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла 30

5.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления 30

горизонтального оперения 30

5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления 31

вертикального оперения 31

5.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа 31

5.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления 32

мотогондолы 32

5.6 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления топливного бака 32

5.7 Пассивное сопротивление самолета на взлетно-посадочном режиме без учета механизации 33

5.8 Расчет максимального коэффициента подъёмной силы для 33

немеханизированного крыла 33

6 ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 35

6.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла 35

6.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета 37

6.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки 39

7 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫX ПОЛЯР 42

7.1 Расчет взлетно-посадочной поляры без применения механизации 42

7.2 Расчет поляр на взлетном режиме 43

7.3 Расчет поляр на режиме посадки 45

8 ЗАВИСИМОСТЬ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ОТ УГЛА АТАКИ НА РЕЖИМЕ ВЗЛЕТА 49

ЗАКЛЮЧЕНИЕ 51

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 52

ВВЕДЕНИЕ 6

1 ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 9

1.1 Геометрические характеристики крыла 9

1.2 Геометрические характеристики фюзеляжа 10

1.3 Геометрические характеристики горизонтального оперения 11

1.4 Геометрические характеристики вертикального оперения 12

1.5 Геометрические характеристики мотогондолы 12

1.6 Геометрические характеристики топливных баков 13

2 ВЫБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ 15

3 РАСЧЁТ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА САМОЛЁТА 16

3.1 Расчёт критического числа Маха крыла 16

3.2 Расчёт критического числа Маха фюзеляжа 17

3.3 Расчёт критического числа Маха горизонтального оперения 17

3.4 Расчёт критического числа Маха вертикального оперения 17

3.5 Расчет критического числа Маха мотогондолы 17

3.6 Расчет критического числа Маха топливных баков 18

4 РАСЧЁТ ПОЛЁТНОЙ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ 19

4.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла 19

4.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления 20

горизонтального оперения 20

4.3 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления 21

вертикального оперения 21

4.4 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления 21

фюзеляжа 21

4.5 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления Мотогондолы 23

4.6 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления топливного бака 24

4.7 Пассивное сопротивление самолета 24

4.8 Докритическая поляра 25

5 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛЯРЫ ДЛЯ 27

НЕМЕХАНИЗИРОВАННОГО КРЫЛА 27

5.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

27

5.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления 27

горизонтального оперения 27

5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления 28

вертикального оперения 28

5.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления 28

фюзеляжа 28

5.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления 29

мотогондолы 29

5.6 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления топливного бака 29

5.7 Пассивное сопротивление самолета на взлетно-посадочном режиме без учета механизации 30

5.8 Расчет максимального коэффициента подъёмной силы для 31

немеханизированного крыла 31

6 ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 32

6.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла 32

6.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета 34

6.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки 36

7 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫX ПОЛЯР 39

7.1 Расчет взлетно-посадочной поляры без применения механизации 39

7.2 Расчет поляр на взлетном режиме 40

7.3 Расчет поляр на режиме посадки 42

8 ЗАВИСИМОСТЬ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ОТ УГЛА АТАКИ НА РЕЖИМЕ ВЗЛЕТА 46

ЗАКЛЮЧЕНИЕ 48

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 49

ВВЕДЕНИЕ

Цель курсовой работы: проведение расчёта и исследование аэродинамических характеристик самолёта Lockheed JetStar 2.

Информация, представленная ниже взята из источника [1].

Lockheed JetStar 2 – американский бизнес-джет разработанный в 1957 году авиастроительной корпорацией «Lockheed Corporation». Проектирование самолёта административного типа Lockheed JetStar стало вестись американскими авиаинженерами в 1954 году. Основной целью создания будущего проекта воздушного судна послужила необходимость в эксплуатации небольших, но высокоскоростных летательных аппаратов. Которые предназначались для перевозки высокопоставленных лиц и владельцев крупных компаний, однако, позднее, самолёт также стал активно эксплуатировать и в военной сфере, где нашёл применение в качестве скоростного транспортного средства для перевозки высокопоставленных офицеров и командования, а также для проведения наблюдательных и патрульных полётов. Разработан и серийно производился предприятием Lockheed Corporation с 1960 по 1978 г. Первый реактивный самолёт, специально спроектированный для административных перевозок. Всего выпущено 204 самолёта.

Воздушное судно модели Lockheed JetStar во многом опережало свою эпоху, так как, по сути, реактивные летательные аппараты только начали появляться, к тому же, стоимость их разработки была колоссально большой, что вынуждало многих авиастроителей, отказываться от подобных затрат. Тем не менее, самолёт Lockheed JetStar полностью оправдал себя, и стал достаточно популярным воздушным судном, которое активно продолжает эксплуатироваться и по сегодняшний день, однако, уже исключительно частными владельцами.

Экипаж самолёта Lockheed JetStar состоит из двух, либо трёх человек, включая двух пилотов и одного бортпроводника, при этом, в зависимости от компоновки салона, а также от модификации самолёта, в салоне может разместиться до 10 человек. Помимо перевозки на борту людей, самолёт также может использоваться в качестве транспортного воздушного судна, позволяя перевозить на своём борту до 8960 килограмм полезного груза, что является весьма эффективным.

Смотрите также файлы

Семинар 1 Идеология Просвещения в первой половине xviii века Идеология Просвещения как целостный мировоззренческий комплекс.docx

6 Учебник Биология Тема 36. Раздражимость свойство живых организмов 138 Вопрос 1 1.doc

Мама мне жизнь подарила.docx

Развитие познавательных процессов в дошкольном возрасте восприятие.docx

1. Постановка задачи 1 Описание предметной области.docx

Файл: Расчет аэродинамических характеристик самолета.docx

РЕФЕРАТ

ВВЕДЕНИЕ

Смотрите также файлы

Информация

Списки файлов

Дополнительно