Материал: курсач Боинг 747 Аэромеханика

удлинение мотогондол λ _мг =l _мг /d _мг=6,5/2,49=2,6;

удлинение носовой части λ_нчмг=l_нчмг/d_мг=1,95/2,49=1.31;

удлинение хвостовой части λ_хчмг=l_хчмг/d_мг=2,403 /2.49=0.96;

площадь омываемой поверхности

;

;

;

м²

2 Расчет критического числа Маха самолета.

Критическое число Маха – есть такое число Маха набегающего потока, при котором где-либо на профиле (теле) возникает скачок уплотнения.

За расчетное критическое число Маха самолета принимается самое минимальное значение критического числа Маха отдельных агрегатов самолета (крыло, фюзеляж, оперение и др.).

2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения.

Критическое число Маха крыла будем определять из уравнения:

(2.1)

где - относительная толщина профиля;

-средняя аэродинамическая хорда;

-толщина профиля

-зависит от вида профиля ,коэффициента подъёмной силы,и стреловидности крыла

, (2.2)

где

Выбираем =1,15 для крыла и =1 для горизонтального и вертикального оперения (соответствует симметричным профилям). На данном этапе курсовой работы принимаем=0,6 для крыла и =0,0 для вертикального и горизонтального оперения.

Для крыла

=38; =0,6; =0,12

Подставляя различные числа Маха в уравнение (2.1) добиваемся того, чтобы относительная толщина профиля была равна заданной:

тогда критическое число Маха для крыла =

Для вертикального оперения

=38, =0, =0,09

,

тогда для вертикального оперения =

Для горизонтального оперения

=36, =0, =0,09,

тогда для горизонтального оперения =

2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы.

Критическое число Маха для фюзеляжа с параболической формой носовой части определяем по формуле

, (2.3)

где – удлинение носовой части фюзеляжа.

Удлинение носовой части фюзеляжа определим из соотношения

, (2.4)

где – длина носовой части фюзеляжа самолета, м;

– диаметр миделя фюзеляжа самолета, м.

.

Тогда

.

Расчет критического числа Маха мотогондолы ведется аналогично фюзеляжу с заменой удлинения носовой части фюзеляжа на удлинение носовой части мотогондолы.

, (2.3*)

где – удлинение носовой части мотогондолы.

, (2.4*)

где – длина носовой части мотогондолы самолета м;

– диаметр миделя мотогондолы самолета, м.

.

Тогда

=0,835

2.3 Оценка числа Маха.

За критическое число Маха всего самолёта принимается наименьшее из рассчитанных критических чисел Маха отдельных частей. Полученное таким образом значениеокругляется до ближайшего меньшего из ряда: 0,5; 0,55; 0,6; 0,65; 0,7; 0,75; 0,8.

Получили: =0,729

=0,97695

=0,95767

0,865

0,835

Наименьшим числом Маха является число Маха крыла. Принимаем критическое число Маха самолёта =0,75

2.4 Определение расчетной скорости самолета.

Для скоростных самолётов с ТРД за расчётную скорость принимают скорость полёта, соответствующую критическому числу Маха самолёта

(2.5)

где -скорость звука на расчётной высоте

На высоте 10000м, =299м/с

м/с

3. Расчет полетной докритической поляры.

3.1 Уравнение докритической поляры.

Докритическую поляру самолета будем строить для расчетной высоты полета H=10000 м и расчетной скорости м/с

Уравнение докритической поляры имеет вид c_xa=c_xamin+A(c_ya-c_yaисх)², где A – коэффициент отвала поляры определяется по формуле: A=1/π·λ_эф, где λ_эф эффективное удлинение крыла определяется как ;

s_i – площадь крыла, занятая фюзеляжем;

λ_эфк – эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от удлинения крыла λ, сужения крыла η и стреловидности крыла по передней кромке ₀:

, (3.1)

где

(3.2)

;

;

(3.3)

исходный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление с_xamin определяется характеристиками профиля и рассчитывается по формуле: ; где α₀ – угол нулевой подъемной силы профиля, выраженный в радианах: .

3.2. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления.

Минимальное сопротивление самолета определяется по формуле:

; (3.4)

где

к₃ – коэффициент запаса, учитывающий неучтенные данные методикой факторы и принимаемый равным 1,05;

с_xaкр, c_xaф, с_xaго, с_xaво, с_xaмг – коэффициенты минимального лобового сопротивления крыла, фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы соответственно; m – количество типов мотогондол на самолете; N_мгj – количество мотогондол двигателя данного типа; s, s_к, s_мф, s_го, s_во, s_ммгj – площадь крыла, площадь консолей крыла , характерные площади фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы данного типа.

3.2.1. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла.

Крыло самолета заменяем эквивалентной плоской пластиной размахом, равным размаху крыла самолета l=30,36м и средней хордой b_ср:

b_ср==9,3653м.

Определяем число Рейнольдса для крыла:

; (3.5)

где v_расч – расчетная скорость, м/с; b_ср – средняя хорда крыла, м; υ(h) – кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, м²/с.

υ(h)=3,806

Т.к. >10⁷, то пограничный слой можно считать полностью турбулентным и безразмерная координата перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для пластины .