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

(верхняя и нижняя поверхность) определяется по графику ниже:

Как и в случае расчета коэффициента сопротивления трения фюзеляжа, для несущей поверхности можно принять пограничный слой турбулентным. Некоторое завышение коэффициента сопротивления допускается, что определяет запас тяги двигателя.

Собираем все вычисленные величины и коэффициенты в таблицы и определяем С_хар для крыла, ГО и ВО.

Определение С_хар для крыла

Мах	0,2	0,7	2
	7058792,65	9728083,9	14117585,30
	0,0032	0,00305	0,0028
	1,8673
	0,95	0,94	0,86
	1,04
	0,005671	0,005348	0,004492

Определение С_хар для ГО

Мах	0,2	0,7	2
	3649472,14	5040258,38	7305077,86
	0,0037	0,0033	0,0032
	1,8673
	0,95	0,94	0,86
	0,006314	0,005572	0,004944

Определение С_хар для ВО

Мах	0,2	0,7	2
	4102012,24	5665258,09	8210918,64
	0,0035	0,0033	0,0031
	1,8673
	0,95	0,94	0,86
	1,04
	0,005973	0,005572	0,004789

Коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности определяется по соотношению:

,

где – коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности с ромбовидным профилем.

Зависимости позволяют определить коэффициент .



График для расчета волнового сопротивления крыльев с ромбовидным профилем

( для крыла и ВО)



График для расчета волнового сопротивления крыльев с ромбовидным профилем (для ГО)

			K – коэффициент, учитывающий влияние на волновое сопротивление ромбовидного профиля формы расчетного профиля в случае крыла бесконечного размаха.

Формы профиля и К

Форма профиля






x_c

b

a




b

К

1





Форма профиля




дуга параболы или окружности






синусоида

К



2.5 … 4






Определение коэффициента

 – коэффициент, учитывающий влияние относительной толщины профиля, угла стреловидности и удлинения рассматриваемого крыла , где

угол стреловидности линии, проходящей через максимальные толщины профилей по размаху консолей крыла. Определяется по графику.

Для ориентировочной оценки коэффициента волнового сопротивления крыла сложной формы в плане исходное крыло мы разбиваем на 2 вспомогательных простых крыла с постоянной стреловидностью по передней кромке и общей площадью в плане . Коэффициент волнового сопротивления рассчитывается по формуле , где – коэффициент волнового сопротивления n–го вспомогательного простого крыла, K –коэффициент, учитывающий влияние интерференции на волновое сопротивление крыла.

Расчет коэффициента сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе с учетом интерференции с фюзеляжем выполняется по соотношению

где – коэффициент сопротивления изолированной несущей поверхности, – коэффициент сопротивления трения несущей поверхности, – площадь подфюзеляжной части несущей поверхности, – коэффициент, учитывающий интерференцию несущей поверхности с фюзеляжем, величина которого определяется схемой расположения несущей поверхности. В схеме «среднеплан» = 0,15 … 0.2. Собираем вычисленные на данном этапе величины в одну таблицу и определяем С_{хавл крыла}. Аналогично ГО и ВО . В таблицах собираем параметры различных частей самолета для вычисления С_ха0.

Определение крыла

Параметр	Крыло 1	Крыло 2
λк	0,834	3,893
	0,021	0,021
	0,81617	3,81435
	0	2,3
	0,0281	1,07
	0,01178	0,0206
	0,97	0,38
	0,5	0,19
ч кр	0,031	0,019
	0,0196435

Определение ГО

	2,1
	0,014
	2,06
	0,9
	0,48
	0,0129972
	0,21
	0,0173246

Определение ВО

	3,3
	0,016
	3,2
	2,2
	0,24
	0,009438
	0,16
	0,010273

Определение параметров для расчета С_ха0

Мах	0,2	0,7	2
кр	0,005671	0,005348	0,0241355
го	0,006314	0,005572	0,0212686
во	0,005973	0,005572	0,015062
	0,006716	0,006194	0,024885
	0,007359	0,006418	0,022019
	0,007018	0,006418	0,015812
	0,069017	0,066923	0,054726
	0,164683	0,167227	0,141732