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

Итоговое сопротивление

По ранее вычисленным коэффициентом различных агрегатов находим итоговое сопротивление

Определение С_ха0

Мах	0,2	0,7	2
	0,023361	0,022048	0,054258

6.5. Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением



где А – коэффициент отвала поляры первого рода,

– коэффициент подъемной силы самолета.

В пределах линейной зависимости коэффициент , где – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки

Тогда , где при заданном значении произведение .

Отвал поляры при отсутствии подсасывающей силы для всех чисел Маха определяется:

, где

Расчет отвала поляры

Мах	0,2	0,7	2
	3,1060554	3,25724676	2,73353988
А	0,3219518	0,30700775	0,36582601

Расчет С_ахiпо углам атаки

Мах| угол атаки	0	3	6	9
0,2	0	0,00860407	0,034416	0,077436
0,7	0	0,00902284	0,036091	0,081206
2	0	0,00757218	0,030289	0,068149

зависимости С_ха= f (C_yа) для самолета

7. 
   Расчет балансировочной поляры самолета
   

Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета m_z = 0.

Продольная балансировка осуществляется отклонением органов продольного управления самолетом: отклонением рулей высоты, стабилизатора или одновременно и того и другого.

Каждому значению угла атаки и коэффициенту подъемной силы самолета соответствует угол поворота органов продольного управления, при котором m_z = 0. Этот угол атаки называется балансировочным углом атаки самолета (a= a_бал, m_z = 0)

При нейтральном положении управляющей поверхности нормальная сила самолета приложена в центре давления самолета (ц.д.), который в общем случае не совпадает с центром масс. Если самолет симметричен относительно плоскости xz, то центр давления самолета совпадает с фокусом самолета (При малых углах атаки Y » Y_aгде Y_a – подъемная сила самолета, Y –нормальная сила)

Подъемная сила несбалансированного самолета создает момент тангажа. При балансировке отклонением управляющей поверхности создается такая дополнительная подъемная сила на горизонтальном оперении DY_aго, которая создает уравновешивающий момент тангажа, балансирующий самолет.



отсюда

Где , со своими знаками, x_F, x_T, x_Fго , соответственно, координаты относительно передней кромки САХ крыла с подфюзеляжной частью фокуса самолёта, центра масс самолета, фокуса горизонтального оперения (ГО)

Подъемная сила сбалансированного самолета равна:



Коэффициент подъемной силы сбалансированного самолета:

, где

; ; ; ;

7. 
   Построение балансировочной поляры первого рода для самолёта
   

1. 1   2   3   4   5   6

Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей для самолета нормальной аэродинамической схемы



– коэффициент подъемной силы консольной части ГО

; – производная угла скоса потока от крыла в области ГО по углу атаки; – коэффициент торможения потока перед ГО; – угол поворота ГО; – коэффициент интерференции ГО с фюзеляжем.

Определение С_{φуа го}

Мах	0,2	0,7	2
Суа го	0,0462	0,05024	0,0483
Кφ	0,96	0,96	0,96
∆Кφ	0,1	0,1	0,1
Sго	0,369155	0,369155	0,369155
Сφуа го	0,01731929	0,0185	0,0178

????го = ±5° – угол поворота ГО;

Значит,

Для М=0,2: ????????????????го = ±0,0865965

Для М=0,7: ????????????????го = ±0,0924089

Для М=2: ????????????????го = ±0,0888300

2. 
   Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями
   

В таблицах представлены значения коэффициента подъемной силы в зависимости от угла отклонения рулевой поверхности

Определение С_уа при ????=+5

α, Мах	-9°	-6°	-3°	0°	3°	6°	9°
0,2	-0,40383	-0,24036	-0,07688	0,086597	0,250074	0,41355	0,577027
0,7	-0,42189	-0,25046	-0,07903	0,092409	0,263843	0,435277	0,606711
2	-0,34278	-0,19891	-0,05504	0,08883	0,232701	0,376571	0,520442

Определение С_уа при ????=-5

α, Мах	-9°	-6°	-3°	0°	3°	6°	9°
0,2	-0,57703	-0,41355	-0,25007	-0,0866	0,076881	0,240357	0,403834
0,7	-0,60671	-0,43528	-0,26384	-0,09241	0,079025	0,250459	0,421893
2	-0,52044	-0,37657	-0,2327	-0,08883	0,055041	0,198911	0,342782

3. 
   Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке, аэродинамическая компоновка нормальной схемы
   

Статический устойчивый самолет ( )





В пределах малых углов атаки

где