Материал: курсач Боинг 747 Аэромеханика

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ

ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

“САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П. КОРОЛЁВА”

Кафедра аэрогидродинамики курсовая работа по аэромеханике

Выполнил: студент гр.332

Полулех А.М.

Проверил: преподаватель

Клементьев В.А.

Самара 2008

РЕФЕРАТ

Курсовой проект.

Пояснительная записка: с. 33, прил. 1

Графическая документация: 1 л. А3; 5 л. А4.

САМОЛЕТ, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ПОЛЯРЫ, АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО, УГОЛ АТАКИ, КРИТИЧЕСКОЕ ЧИСЛО МАХА.

Работа посвящена расчёту аэродинамических характеристик самолёта Boeing 747. Целью данного курсового проекта является приобретение знаний в определении лётно–тактических данных самолёта. Рассчитаны и построены графики аэродинамических характеристик. В приложении приведён чертеж самолёта-прототипа и его отдельных частей.

• коэффициент сопротивления самолета Сха min =0,017

• коэффициент отвала поляры А min =0,068

• коэффициент качества Кмах = 21

• коэффициент подъемной силы (немеханизированного крыла)

• При М =0,2 Суа max = 1,306

• При М =0,8 Суа max = 1,095

Содержание

Содержание 3

Введение 4

2 Расчет критического числа Маха самолета. 8

3. Расчет полетной докритической поляры. 11

4.Расчёт закритических поляр самолёта. 16

6. Определение зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха. 30

Заключение 31

Список использованных источников 32

Приложение 33

Введение

В данном курсовом проекте ведется расчёт аэродинамических характеристик самолёта – прототипа Boeing 747 с размахом крыла – 64,60 м, высотой крейсерского полёта – 10000 м. По чертежу, исходя из размаха крыла, определяются его основные размеры и углы стреловидности. Рассчитывается критическое число Маха. Рассчитывается зависимость аэродинамических коэффициентов подъёмной силы и сопротивления, и строятся графики докритических и закритических поляр. Ведётся расчёт поляр и зависимостей подъемной силы то угла атаки при взлёте и посадке. Определяется зависимость максимального качества, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления самолёта от числа Маха. Все расчёты ведутся по приближённой методике.

ЗАДАНИЕ

на курсовую работу по аэромеханике, специальность 130300

Студент: Полулех А. группа 3302 Самолет Boeing 747

Руководитель проекта __Клементьев В.А. дата выдачи 5-09-08 Cрок защиты 15-12-08

Содержание работы

Выполнение чертежа самолета и определение геометрических параметров самолета - 5%

Определение критического числа Маха - 5%

Расчет докритической поляры -20%

Расчет семейства закритических поляр дозвуковых самолетов -20%

Расчет поляр и зависимостей подъемной силы от угла атаки при взлете и посадке - 15%

Определение зависимостей максимального качества, коэффициента отвала поляры и

коэффициента лобового сопротивления самолета от числа Маха -5%

Оформление курсового проекта - 10%

Литература

1. Васильев В.В. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов. Учебное пособие. СГАУ, 2004 г. (малый тираж на правах рукописи).-45с.

2. Расчет поляр и подбор винта к самолету: Учебное пособие /. Головин В.М., Филиппов Г.В., Шахов В.Г.; СГАУ, г.Самара, 1992.-68с.

3. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет: Справочник.-М.: Машиностроение, 1990.-144с.

4. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов.- М.: Мир, 1983

5. Аэродинамика летательных аппаратов /под.ред.Г.А.Колесникова.-М.: Машиностроение, 1993.-544 с.

6. Краснов Н.Ф. Основы аэродинамического расчета. М.: Высшая школа,1989

Основные характеристики самолета

Длина самолета, м 68.6 Взлетная масса, кг

Размах крыла, м 64.6 Масса топлива, кг _________________

Высота самолета, м 19.4

Определение геометрических параметров самолёта.

Крыло.

Размах крыла L=64,60м;

площадь крыла S=605м²;

площадь консолей S_к=495,934м²;

удлинение крыла определяем по формуле:λ=l²/s=64,60²/605=6,8978;

корневая хорда b₀=16,67м;

концевая хорда b_к=4,5м;

сужение крыла η=b₀/b_к=16,67/4,5=3,7;

угол стреловидности крыла по передней кромке: х₀=41º;

угол стреловидности по 0,25 хорд (линии фокусов):

угол стреловидности по 0,5 хорд:

углы стреловидности по закрылкам x_з1=18º, x_з2=31º

Механизация крыла: закрылки.

размах l_з=33,34м;

Обсуживаемая площадь s_{обсл зак}=105+83,53=188,53м².

Горизонтальное оперение.

Размах ГО lго=22,2м;

площадь ГО s_го=146,3м²;

площадь консолей ГО s_{го к}=118,42м²;

удлинение ГО λ_го=l²_го/s_го=22,2²/146,3=3,37;

корневая хорда b₀=10,01;

концевая хорда b_к=2,863;

сужение ГО η_го=b₀/b_к=10,01/2,863=3,496;

угол стреловидности по передней кромке: х_0го=42º;

угол стреловидности ГО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по 0,5 хорд:

угол стреловидности по рулю высоты x_рв=28º.

Вертикальное оперение .

Высота ВО l_во=12,03м;

площадь ВО s_во=111м²;

площадь консолей ВО s_{во к}=81м²;

удлинение ВО λ_во=l²_во/s_во=12.03²/111=1,305;

корневая хорда b₀=13,85м;

концевая хорда b_к=4.55м;

сужение ВО η_го=b₀/b_к=13.85/4.55=3,078;

угол стреловидности по передней кромке: х_0во=50º;

угол стреловидности ВО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по 0,5 хорд:

угол стреловидности по рулю направления x_рн=34º.

Фюзеляж.

Длина фюзеляжа l_ф=68,6м;

площадь миделя фюзеляжа s_мф=51,5м²;

диаметр фюзеляжа d_ф=8.1м;

удлинение фюзеляжа λ_ф=l_ф/d_ф=68,6/8,1=8,47;

удлинение носовой части фюзеляжа λ_нчф=l_нчф/d_ф=13,78/8,1=1,702;

удлинение хвостовой части фюзеляжа λ_хчф=l_хчф/d_ф=24,985/8,1=3,085;

площадь омываемой поверхности фюзеляжа:

Мотогондолы двигателей.

Длина l_мг=6,5м;

диаметр d_мг=2,502м;

площадь миделя s_ммг=4,86м²;