2020-07-12
143
СОДЕРЖАНИЕ
1. Цель задания и исходные данные........................................................................................... 3
2. Схема самолета......................................................................................................................... 5
3. Расчёт геометрических параметров самолёта........................................................................ 6
4. Протокол ввода исходных данных......................................................................................... 8
5. Выполнение расчёта аэродинамических характеристик самолёта...................................... 11
6. Результаты расчета аэродинамических характеристик самолёта........................................ 12
7. Итоговые графики.....................................................................................................................19
7.1. Общий вид самолёта................................................................................................. 19
7.2. Профильное сопротивление фюзеляжа в системе самолета.................................19
7.3. Профильное сопротивление изолированного крыла............................................. 20
7.4. Профильное сопротивление изолированного горизонтального оперения.......... 20
|
|
|
7.5. Профильное сопротивление изолированного вертикального оперения............. 20
7.6. Лобовое сопротивление самолёта и его частей..................................................... 21
7.7. Производная коэффициента подъёмной силы 
....................................... 21
7.8. Положение фокуса 
, выраженное в долях длины фюзеляжа 
..................... 21
7.9. Зависимость 
............................................................................................ 22
7.10. Поляры самолёта на высоте полёта H=0................................................................ 22
8. Анализ результатов.................................................................................................................. 23
Цель задания и исходные данные
В задании требуется рассчитать основные аэродинамические характеристики дозвукового реактивного двухмоторного транспортного (пассажирского) самолёта обычной компоновки с Т-образным хвостовым оперением.
Расчет выполняется для высот Н= 0 и 11 км и 8-ми значений расчётных чисел Маха: М=0.2, 0.3, 0.4, 0.5, 0.6, 0.7, 0.8, 1.2. Исходными данными для расчёта являются геометричес-кие параметры вариантов самолётов, приведенные в таблице 1. В первой части таблицы заданы геометрические параметры, одинаковые для всех студентов в данной группе. Во второй части даны индивидуальные варианты задания. Номер варианта задания равен порядковому номеру студента по списку в групповом журнале.
При разработке таблицы исходных данных были приняты следующие допущения:
1. Положение 25% САХ совпадает с серединой цилиндрической части фюзеляжа.
2. Стреловидность ГО больше стреловидности крыла на 5 градусов.
|
|
|
3. Центральная хорда ГО совпадает с концевой хордой ВО.
4. Сужение ГО совпадает с сужением крыла.
5. Угол стреловидности ВО по передней кромке равен 30 градусов.
Таблица 1
Варианты задания
Фюзеляж
0.10 - отношение площади миделя фюзеляжа к характерной площади;
2.00 - удлинение носовой части фюзеляжа;
3.00 - удлинение кормовой части фюзеляжа;
0.00 - сужение носовой части фюзеляжа;
0.00 - сужение кормовой части фюзеляжа;
4.00 - угол отклонения носовой части фюзеляжа вниз, градусы;
8.00 - угол отклонения кормовой части фюзеляжа вверх, градусы;
Мотогондолы
0.40 - отношение диаметра гондолы к диаметру фюзеляжа;
Крыло трапециевидной формы с подфюзеляжной частью;
3.00 - угол установки, градусы;
-1.50 - угол крутки в концевом сечении, градусы;
0.14 - относит. толщина профиля в бортовом сечении;
0.10 - относит. толщина профиля в концевом сечении;
0.04 - относит. кривиз. профиля;
0.35 - относит. коор. max толщины профиля;
0.25 - относит. коор. max кривизны профиля;
Горизонтальное Т-образное оперение
0.30 - отношение площади ГО к характерной площади;
0.35 - отношение размаха ГО к размаху крыла;
-2.00 - угол установки ГО, гр.;
0.10 - относит. толщина профиля в бортовом сечении;
0.06 - относит. толщина профиля в концевом сечении;
-0.02 - относит. кривиз. профиля;
0.40 - относит. коор. max толщины профиля;
0.30 - относит. коор. max кривизны профиля;
Вертикальное оперение
0.20 - отношение площади ВО к характерной площади;
1.20 - сужение консоли ВО;
30.00 - угол стреловидности ВО по линии 0,0 хорды, градусы;
0.12 - относит. толщина профиля в бортовом сечении;
0.08 - относит. толщина профиля в концевом сечении;
0.35 - относит. коор. max толщины профиля;
Прочие параметры
(1) - диаметр миделя фюзеляжа, м;
(2) - удлинение фюзеляжа;
(3) - удлинение мотогондолы;
(4) - отношение смещен.гондолы от оси фюзел. к диаметру фюзел.;
(5) - отношение выноса гондолы вперёд+ (назад-) к диам. гондолы;
(6) - отношение смещен.гондолы вверх + (вниз -) к диам. гондолы;
(7) - удлинение крыла с подфюзеляжной частью;
(8) - сужение крыла с подфюзеляжной частью;
(9) - отношение смещения крыла по высоте к диаметру фюзеляжа;
(10) - угол стреловидности крыла по линии 0,5 хорды, градусы;
№ (1) (2) (3) (4) (5) (6) (7) (8) (9) (10)
1 2.5 8.5 2.0 1.2 0.5 1.0 8.0 2.0 -0.4 0.0
2 2.7 9.0 2.5 1.4 1.0 0.5 8.5 2.2 -0.3 5.0
3 2.9 9.5 3.0 1.6 0.5 -1.0 9.0 2.4 0.3 10.0
4 3.1 10.0 3.5 1.2 1.0 -1.5 9.5 2.6 0.4 15.0
5 3.3 10.5 2.0 1.4 0.5 1.0 10.0 2.8 -0.4 20.0
6 3.5 8.5 2.5 1.6 1.0 0.5 8.0 3.0 -0.3 25.0
7 2.5 9.0 3.0 1.2 0.5 -1.0 8.5 2.0 0.3 0.0
8 2.7 9.5 3.5 1.4 1.0 -1.5 9.0 2.2 0.4 5.0
9 2.9 10.0 2.0 1.6 0.5 1.0 9.5 2.4 -0.4 10.0
10 3.1 10.5 2.5 1.2 1.0 0.5 10.0 2.6 -0.3 15.0
11 3.3 8.5 3.0 1.4 0.5 -1.0 8.0 2.8 0.3 20.0
12 3.5 9.0 3.5 1.6 1.0 -1.5 8.5 3.0 0.4 25.0
13 2.5 9.5 2.0 1.2 0.5 1.0 9.0 2.0 -0.4 0.0
14 2.7 10.0 2.5 1.4 1.0 0.5 9.5 2.2 -0.3 5.0
15 2.9 10.5 3.0 1.6 0.5 -1.0 10.0 2.4 0.3 10.0
16 3.1 8.5 3.5 1.2 1.0 -1.5 8.0 2.6 0.4 15.0
17 3.3 9.0 2.0 1.4 0.5 1.0 8.5 2.8 -0.4 20.0
18 3.5 9.5 2.5 1.6 1.0 0.5 9.0 3.0 -0.3 25.0
19 2.5 10.0 3.0 1.2 0.5 -1.0 9.5 2.0 0.3 0.0
20 2.7 10.5 3.5 1.4 1.0 -1.5 10.0 2.2 0.4 5.0
21 2.9 8.5 2.0 1.6 0.5 1.0 8.0 2.4 -0.4 10.0
22 3.1 9.0 2.5 1.2 1.0 0.5 8.5 2.6 -0.3 15.0
23 3.3 9.5 3.0 1.4 0.5 -1.0 9.0 2.8 0.3 20.0
24 3.5 10.0 3.5 1.6 1.0 -1.5 9.5 3.0 0.4 25.0
25 2.5 10.5 2.0 1.2 0.5 1.0 10.0 2.0 -0.4 0.0
26 2.7 8.5 2.5 1.4 1.0 0.5 8.0 2.2 -0.3 5.0
27 2.9 9.0 3.0 1.6 0.5 -1.0 8.5 2.4 0.3 10.0
28 3.1 9.5 3.5 1.2 1.0 -1.5 9.0 2.6 0.4 15.0
29 3.3 10.0 2.0 1.4 0.5 1.0 9.5 2.8 -0.4 20.0
30 3.5 10.5 2.5 1.6 1.0 0.5 10.0 3.0 -0.3 25.0
Схема самолета
Рис. 1. Схема самолета
