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

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