2020-07-12
94
Для расчёта на компьютере необходимо:
I. Ввести логин и пароль:
1. Student
2. $tudent1
II. Войти в программу по адресу:
1. Мой компьютер
2. Programs на “Server-K130” (I:)
3. _Programs
4. Aircraft aerodynamics (Программа для расчёта)
5. PROJECT1.
Появится окно «Геометрические параметры самолёта»
III. Выполнить ввод параметров:
1. Ввести заданные высоты и числа Маха. (Перед окном «Количество чисел Маха» кликнуть непроявленный квадрат, появятся 8 чисел Маха).
2. Ввести количество высот: 2.
3. Ввести тип и схему самолёта.
4. Ввести № группы, фамилию, имя.
5. Площадь крыла с подфюзеляжной частью (в случае ввода площади консолей крыла площадь крыла с подфюзеляжной частью определится позже автоматически).
Ввести требуемые геометрические параметры самолёта. Все линейные размеры вводятся в метрах.
После ввода исходных данных:
В левом верхнем углу экрана поставить курсор на третью справа немую кнопку.
|
|
|
Появится надпись «Общий вид самолёта». Кликнуть эту кнопку. Появится схема самолёта. Проверить схему и при необходимости внести в неё исправления.
В левом верхнем углу поставить курсор на вторую справа немую кнопку. Появится надпись «Выполнить расчёт аэродинамических характеристик самолёта». Кликнуть эту кнопку. Если на экране мелькают цифры, расчёт выполняется.
На любой стадии работы с программой можно запомнить проект, чтобы потом продолжить его выполнение с этого места. Сохранять результаты нужно в папке «Aircraft aerodynamics (Программа расчёта …)» под своей фамилией.
Результаты расчета аэродинамических характеристик самолёта
Расчет аэродинамических характеристик летательного аппарата
==================================================================================
Студент: Галета Д.А
Тип самолета: дозвуковой неманевренный. Cхема: обычная. Площадь Sh= 66.052
Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ФЮЗЕЛЯЖА
==================================================================================
Lф=27.550 Dф= 2.900 Lmф= 9.500 Smф= 6.605 Sotф=0.1000 Fб/Sм=32.200 M*=0.926
Lн= 5.800 Dн= 0.000 Lmн= 2.000 Etн= 0.000 Betн= 4.000 Форма: эллипсоидальная
Lк= 8.700 Dк= 0.000 Lmк= 3.000 Etк= 0.000 Betк= 8.000 Форма: криволинейная
Воздухозаборник - отсутствует Sвз= 0.000 Sцт= 0.000 Sцтот=0.0000
Фонарь Lфон= 0.000 Sфон= 0.000
----------------------------------------------------------------------------------
Профильное сопротивление изолированного фюзеляжа
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
Точка Xt 0.19762 0.18858 0.18424 0.18187 0.18050 0.17968 0.17920 0.17891
H= 0.0 0.06495 0.06241 0.06080 0.05962 0.05868 0.05786 0.05711 0.05432
H=11.0 0.07554 0.07266 0.07078 0.06938 0.06824 0.06725 0.06633 0.06294
----------------------------------------------------------------------------------
|
|
|
Дополнительное профильное сопротивление изолированного фюзеляжа
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
H= 0.0 0.04478 0.04543 0.04587 0.04620 0.04647 0.04671 0.04693 0.09467
H=11.0 0.04242 0.04301 0.04341 0.04372 0.04399 0.04422 0.04444 0.08946
----------------------------------------------------------------------------------
Волновое сопротивление изолированного фюзеляжа и его частей M*=0.926
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
Носовая 0.18342
Кормовая 0.09009
Фюзеляж 0.27351
----------------------------------------------------------------------------------
Дополнительное волновое сопротивление изолированного фюзеляжа
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
0.00000
----------------------------------------------------------------------------------
Производная dCy/dAl изолированного фюзеляжа и его частей Alfa0= 1.37
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
Носовая 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.1488
Цилидрич 0.0996
Кормовая -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000
Фюзеляж 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.8484
----------------------------------------------------------------------------------
Положение фокуса Xf фюзеляжа и его частей в долях длины фюзеляжа относительно носка
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
Носовая 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000
Цилидрич 0.2887
Кормовая 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421
Фюзеляж -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.1667
==================================================================================
Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО КРЫЛА
==================================================================================
B0= 3.825 Bб= 3.560 Bk= 1.594 Bs= 2.577 L= 24.382 Lk=10.741 Fikр=-1.50
Ba= 2.702 Xa= 0.628 (без наплыва)
Sk= 55.355 Sот=0.8381 Lm= 8.337 Et= 2.233 (без наплыва)
Xi00= 15.0 Xi05= 10.0 Xi10= 4.8 Xic= 11.5 Xi25= 12.5 (без наплыва)
----------------------------------------------------------------------------------
Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350
Сб= 0.140 Сk= 0.100 С= 0.128 Xc= 0.350 f= 0.040 Xf= 0.250 M*=0.772
----------------------------------------------------------------------------------
XB0=10.201 XBb=10.589 Fi= 3.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки
X14=11.479 D14= 2.900 X12=12.369 D14= 2.900
----------------------------------------------------------------------------------
Компоновка - крыло + фюзеляж круглого сечения Kint= 0.042
Dф= 2.900 H= 0.870 Sig=0.119
Концевые элементы - отсутствуют
----------------------------------------------------------------------------------
Коэффициент торможения потока перед крылом
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
H= 0.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.98463
H=11.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.98463
----------------------------------------------------------------------------------
Профильное сопротивление изолированного крыла
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
Xt 0.41665 0.38674 0.36896 0.35752 0.34981 0.34448 0.34077 0.00000
H= 0.0 0.00500 0.00476 0.00458 0.00443 0.00430 0.00418 0.00406 0.00599
H=11.0 0.00567 0.00543 0.00526 0.00511 0.00498 0.00485 0.00473 0.00709
----------------------------------------------------------------------------------
Волновое сопротивление изолированного крыла M*=0.772
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
0.21084
----------------------------------------------------------------------------------
Производная dCy/dAl изолированного крыла Alfa0= -3.01
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
4.1327 4.2165 4.3438 4.5279 4.7926 5.1845 5.8101 5.9385
----------------------------------------------------------------------------------
Положение фокуса Xf крыла в долях бортовой хорды относительно носка бортовой хорды
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
0.4953 0.4953 0.4953 0.4953 0.4953 0.4953 0.4953 0.7317
==================================================================================
Геометрич. параметры и а/д характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
==================================================================================
|
|
|
B0= 3.278 Bб= 3.278 Bk= 1.366 Bs= 2.322 L= 8.534 Lk= 4.267
Ba= 2.453 Xa= 0.453 (без наплыва)
Sk= 19.816 Sот=0.3000 Lm= 3.675 Et= 2.400 (без наплыва)
Xi00= 26.2 Xi05= 15.0 Xi10= 2.5 Xic= 17.4 Xi25= 20.8 (без наплыва)
----------------------------------------------------------------------------------
Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350
Сб= 0.100 Сk= 0.060 С= 0.088 Xc= 0.400 f=-0.020 Xf= 0.300 M*=0.838
----------------------------------------------------------------------------------
XB0=25.231 XBb=25.231 Fi=-2.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки
X14=26.051 D14= 0.000 X12=26.870 D14= 0.000
X1=12.074 B1= 3.435 Xgo=14.571 Ygo= 4.234 S*/Sk= 0.683
----------------------------------------------------------------------------------
Компоновка - Т-образное оперение Sig=0.000 Kint= 0.000
Концевые элементы - вертик. шайбы Hш= 3.663 Lш= 8.534 Kэл= 1.751
----------------------------------------------------------------------------------
Коэффициент торможения потока перед горизонтальным оперением
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
H= 0.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.92475
H=11.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.92475
----------------------------------------------------------------------------------
Профильное сопротивление изолированного горизонтального оперения
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
Xt 0.35489 0.33055 0.31585 0.30630 0.29982 0.29531 0.29216 0.00000
H= 0.0 0.00513 0.00484 0.00463 0.00445 0.00430 0.00416 0.00403 0.00518
H=11.0 0.00600 0.00566 0.00542 0.00522 0.00505 0.00490 0.00475 0.00615
----------------------------------------------------------------------------------
Волновое сопротивление изолированного горизонтального оперения M*=0.838
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
0.05245
----------------------------------------------------------------------------------
Производная dCy/dAl изолированного горизонтального оперения Alfa0= 1.32
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
3.6610 3.7232 3.8167 3.9498 4.1370 4.4051 4.8108 5.5892
----------------------------------------------------------------------------------
Положение фокуса Xf горизонтального оперения в долях бортовой хорды
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
0.4336 0.4336 0.4336 0.4338 0.4340 0.4345 0.4360 0.6374
==================================================================================
Геометрич. параметры и а/д характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
==================================================================================
|
|
|
Вертикальное оперение - разнесенное (шайбы 2шт)
B0= 3.934 Bб= 3.934 Bk= 3.278 Bs= 3.606 L= 3.663 Lk= 3.663
Ba= 3.616 Xa= 0.513 (без наплыва)
Sk= 13.209 Sот=0.2000 Lm= 1.016 Et= 1.200 (без наплыва)
Xi00= 30.0 Xi05= 26.0 Xi10= 21.7 Xic= 27.2 Xi25= 28.0 (без наплыва)
----------------------------------------------------------------------------------
Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350
Сб= 0.120 Сk= 0.080 С= 0.102 Xc= 0.350 f= 0.000 Xf= 0.000 M*=0.839
----------------------------------------------------------------------------------
XB0=23.116 XBb=23.116 Fi= 0.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки
X14=24.099 D14= 0.000 X12=25.083 D14= 0.000
----------------------------------------------------------------------------------
Компоновка a= 2.023 b= 1.094 Lmф= 1.529
----------------------------------------------------------------------------------
Коэффициент торможения потока перед вертикальным оперением
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
H= 0.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.99886
H=11.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.99886
----------------------------------------------------------------------------------
Профильное сопротивление изолированного вертикального оперения
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
Xt 0.27043 0.25176 0.24128 0.23485 0.23070 0.22798 0.22620 0.00000
H= 0.0 0.00521 0.00491 0.00470 0.00452 0.00438 0.00424 0.00412 0.00492
H=11.0 0.00611 0.00577 0.00553 0.00533 0.00516 0.00501 0.00486 0.00581
----------------------------------------------------------------------------------
Волновое сопротивление изолированного вертикального оперения M*=0.839
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
0.03430
==================================================================================
Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННЫХ М/ГОНДОЛ
==================================================================================
Расположение м/гондол - на kрыле Ngd= 2 Kint= 1.387
Lгд= 3.480 Dгд= 1.160 Dцт= 0.000 Lm= 3.000 S= 1.057 Sот=0.0160 Fб/Sм=12.000
Расстояние от носка фюзеляжа Lмгд=10.864 M*= 0.667
Тип двигателя - ТРД
Xгд= 0.580 Hгд=-1.160 Aгд= 0.000
----------------------------------------------------------------------------------
Профильное сопротивление изолированной м/гондолы
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
Точка Xt 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000
H= 0.0 0.03701 0.03647 0.03647 0.03669 0.03701 0.03736 0.03770 0.03877
H=11.0 0.04477 0.04385 0.04367 0.04381 0.04408 0.04440 0.04474 0.04578
----------------------------------------------------------------------------------
Дополнительное профильное сопротивление изолированной м/гондолы
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
H= 0.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000
H=11.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000
----------------------------------------------------------------------------------
Волновое сопротивление изолированной м/гондолы M*=0.667
M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20
0.00861
----------------------------------------------------------------------------------
Производная подъемной силы изолированной м/гондолы dCy/dAl= 2.0000
==================================================================================
Критическое число Маха самолета M*=0.95 min{0.772,0.838,0.839,0.926,0.667}= 0.633
