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

2. 
   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

5. 
   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; b_б – 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