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

,

– расстояние от носа фюзеляжа до его сечения, проходящего через середину бортовой хорды несущей поверхности.

=9,2148

V=0,7M и V=1,4М

Мах	0,2М	0,7М	1,4М
	332,529226
V	16,8827*106
Re	50325698,461	127049181,601365	254098363,202729
	0,018954732	0,0192825021	0,022775952
	0,8563	0,9975	0,99699

• 
  Влияние расстояния от носа фюзеляжа до середины бортовой хорды несущей поверхности учитывается коэффициентом:
  

= 9,2148/1,4366=6,4143

=9,2148-9=0.2148

=0,2128/1,9152=0.11215

=

Где – расстояние от носа фюзеляжа до среза боковых воздухозаборников, – размер фюзеляжа по оси z с воздухозаборниками.

Коэффициенты определяются для несуживающегося (нерасширяющегося) фюзеляжа в месте стыка с консолями несущей поверхности (крыла, ГО). В первом приближении произведение коэффициентов

можно считать равным единице т.к. оно изменяет коэффициенты интерференции не более чем на 5 – 10 %.

Мах	0,2	0,7	2
Ka	1,1	1,1	1,006486
Δka	0,15	0,15	0,01134
dф*	-	-	0,28
ctgχпк	-	-	0,72
Δka’	-	-	3,8
Каа кр	1,25	1,25	1,119886

5. 
   Определение коэффициентов интерференции ГО и фюзеляжа
   

Расчеты проводятся аналогично крылу

Мах	0,2	0,7	2
Ka	1,1	1,1	1,01717
Δka	0,16	0,16	0,02237
dф*	-	-	0,39
ctgχпк	-	-	0,94
Δka’	-	-	3,8
Каа го	1,27	1,27	1,0395452

5. 
   Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей, расположенных друг за другом.
   

Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НП_II), находящейся в следе за несущей поверхностью (НП_I)

Для прямолинейных, без излома передней и задней кромок НП_I, производную можно рассчитать по формуле:

где: – производная по углу атаки среднего угла скоса потока около второй несущей поверхности (НП_II);

– консольной части первой несущей поверхности (КНП I);

– размах первой несущей поверхности (НП_I);

– размах НП_II;

– диаметр фюзеляжа в нормальных к оси фюзеляжа сечениях, проходящих через НП_I и НП_II;

– удлинение консольной части НП_I;

– расстояние между свободными вихрями вихревой системы, заменяющей НП_I,

=10.625+1,215=11,84 м

= 13,535=10,625 м

– коэффициент интерференции НП_I с фюзеляжем; – коэффициент, учитывающий расстояние между НП_I и НП_II, определяемый по формулам:

при М < 1

где х’– расстояние между фокусами КНП_I и КНП_II .

где =3,677/7,375=0,4985 (z_в находим по построению).

Для дозвуковых скоростей = 1. Коэффициент i , учитывающий осреднение угла скоса потока по размаху НП_II определяется по графику, где – расстояние по оси у между НП_I и НП_II равно

Графики для определения 2Y₂/l_нп2

Так как подкоренное выражение в формуле для при М > 1 оказывается отрицательным, то скос потока в области НП_II отсутствует, т.к. НП_II оказывается вне зоны влияния НП_I. → =0 → =1. Все найденные значения и параметры заносим в таблицу

Mах	0,2	0,7	2
Суакнп1	2,325258	2,401866	2,178369
λкнп1	3,7	3,7	3,7
Lнп1	13,3	13,3	13,3
Lнп2	6,098	6,098	6,098
d1	1, 215	1,215	1,215
d2	1, 040	1, 040	1, 040
L01	11,84	11,84	11,84
Ка1	0,9	0,9	0,9
Kx	1,14	1,02	-0,038
Zв	3,677	3,677	-
Zв	0,4985	0,4985	-
	0,107	0,107	-
Z1	5,315	5,315	5,315
D2 чертой	0,1138	0,1138	0,1138
1/ηкнп2	0,28	0,28	0,28
2z1/lнп2	1,0691	1,0691	1,0691
2Y2/lнп2	1,082	1,082	1,082
i	1	1	1
	0,0224309	0,0207172	0
	0,9775691	0,9792827	1

1. 
   Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей.
   

Коэффициенты торможения потока в области второй несущей поверхности ,

где

определяется по графикам ниже.

=5,261/5,085 =1,034

где х – расстояние между фокусами КНП_I и КНП_II.

где – При сверхзвуковых скоростях часть площади НП_II, на которую оказывает влияние впереди стоящая НП_I.

Для М=0.7, М=0.96 =1.

Для М=1.4 =0

Для нашей аэродинамической компоновки .

определяем необходимые значения и вносим в таблицу

Мах	0.2	0.7	2
Кт кр	1	1	1
Кт го	0,98	0,96	0,94

5. 
   Определение конечной производной коэффициента подьемной силы самолета Су-34 по углу атаки С^α_уа
   

Все найденные выше значения, коэффициенты и другие необходимые величины вносим в итоговую таблицу и определяем конечные коэффициенты подъемной силы самолета при заданных числах Маха и по ним определяем значения С^α_уа при различных углах атаки крыла.

Мах	0,2	0,7	2
Сαуа ф	0,03317	0,03517	0,04417
2Сαуа мг	0,07	0,074	0,086
Сαуа ккр	0,040794	0,042138	0,038217
Сαуа кго	0,0462	0,05024	0,0483
	0,9775691	0,9792827	1
Кт кр	1	1	1
Кт го	0,98	0,97	0.94
Каакр	1,25	1,25	1,119886
Кааго	1,27	1,27	1,0395452
Sф	0,074709
Sкр	0,805931
Sго	0,369155
Са уа	0,0544922	0,05714468	0,04795684