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

Мах | угол атаки	0о	3о	6о	9о
М=0,7	0	0,163477	0,326953	0,49043
М=0,96	0	0,171434	0,342868	0,514302
М=1,4	0	0,143871	0,287741	0,431612

1   2   3   4   5   6

1. 
   Определение коэффициента моента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.
   

Коэффициент момента тангажа самолета: , где – момент аэродинамических сил самолета относительно оси z, S – площадь крыла с подфюзеляжной частью, – скоростной напор невозмущенного потока.

При малых углах атаки можно принять зависимость коэффициента m_z от углов атаки (m_z = f()) линейной. Тогда , где – угол атаки самолета; – производная коэффициента момента тангажа по углу атаки, имеющая порядок:



Здесь производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки, соответственно, изолированного фюзеляжа , консольных частей крыла, горизонтального оперения, изолированных мотогондол и других элементов конструкции самолета, при обтекании которых может возникать подъемная сила;

– 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.

При малых углах атаки нормальная сила практически не отличается от подъемной силы, поэтому в формуле производные можно заменить на производные для самолета и всех его частей.

– соответственно расстояния от фокуса консольных частей крыла, го, изолированного фюзеляжа, j–й подвески или мотогондолы до оси Z , которые можно определить по чертежу эквивалентной компоновки с учетом его масштаба или рассчитать эти размеры по данным геометрии эквивалентной схемы самолета. Ось Z проводят через переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью. Знаки определяются согласно ГОСТу. В случае, когда подъемная сила поверхности, приложенная в ее фокусе, создает относительгно оси Z кабрирующий момент, то знак момента M_z ”+”, если пикирующий – то ”–”.

Положения фокуса консольных частей крыла и го определяются по графикам на рисунках, где , для консоли крыла , для консоли ГО . Также запишем полученные данные в таблицы



График зависимости Х̅ Fккр от при


График зависимости Х̅ Fккр от при
Мах

0,2

0,7

2



2,642329

1,036

3,625245

λк кр * tgΧ_0,5

2,035

Х̅ _Fккр

0,28

0,32

0,46

Х _Fккр

1,4238

1,6272

2,3391

х' кр

3,346


3,550

4,262

Мах

0,2

0,7

2



1,51041
0,546816
2,072267
λк го * tgΧ0,5

1,0873

Х̅ Fкго

0,25

0,26

0,44

Х Fкго

0,65725

0,68354

1,15676

х' го

8,297

8,325

8,797
Положение фокуса фюзеляжа и мотогондолы определяется по соотношению:

, где коэффициент рассчитывается относительно оси

, проходящей через нос фюзеляжа; – производные коэффициента подъемной силы по углу атаки, соответственно, фюзеляжа/мотогондолы, его носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части; – расстояния от фокусов носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части до оси .

- Координата фокуса кормовой части

=21,9-0,5*7,784=18,008

- Координата фокуса носовой части определяется по формуле:

=

где , – длина и объем носовой части фюзеляжа; учитывает смещение фокуса под влянием числа Маха и определяется по графику в зависимости от параметров и вносится в таблицу


График зависимости ∆Х_Fа / L_нос от

Мах

0,2

0,7

2



0,2951

0,106836

0,404874

∆Х_Fа / L_нос

0,07

0,08

0,18

∆Х_Fа

0,20615

0,2356

0,5301



0,77154

0,80099

1,09549

X’_ф

9,176

9,161

9,145
Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения: ; . Результат вносим в таблицу

Мах

0,2

0,7

2

X’_ф

9,176

9,161

9,145

X’_кр

3,346
3,550

4,262

X’_го

8,297

8,325

8,797



0,15583

-0,04989

-0,05411


-0,0476

Мах

0,2

0,7

2



0,915455

0,946847

0,992521



5,874476

6,075917

6,369006
Мах | угол атаки

0^о

3^о

6^о

9^о

0,2

0

-0,14967

-0,29934

-0,44901

0,7

0

-0,16233

-0,32466

-0,48699

2

0

-0,1428

-0,2856

-0,4284


Расстояние до фокуса фюзеляжа, крыла и ГО от оси Z.

2. 
   Определение коэффициента лобового сопротивления самолета
   

Коэффициент лобового сопротивления компоновки самолета с фюзеляжем, симметричным относительно плоскости X0Z:

.

Коэффициент рассчитывается по формуле:



– коэффициенты лобового сопротивления с учетом интерференции фюзеляжа с крылом, горизонтальным и вертикальным оперениями; коэффициенты лобового сопротивления мотогондол, подвешиваемых грузов и надстроек с учетом интерференции;

–коэффициент, учитывающий дополнительное сопротивление, обусловленное технологическими неровностями поверхности (стыковочные узлы, люки, царапины) , = 0.003 …0.004 ;

– коэффициент торможения потока в районе вертикального оперения. При , при