Расчет основных геометрических параметров самолета

Содержание работы

Общие методические указания

Библиографический список

1. Я.Д. Вишняков, В.И. Вагин и др./ Безопасность жизнедеятельности. Защита населения на территории в чрезвычайных ситуациях: учеб.пособие для студентов высш.учеб. заведений.-М.: Издательский центр «Аксиома»,2007.-304с.

2. В.Н. Пряхин, С.С. Соловьев/ Безопасность жизнедеятельности человека в условиях мирного и военного времени.-М.: Издательство «Экзамен»,2006.- 381с.

3. Безопасность жизнедеятельности/Под ред. Л.А. Михайлова – СПб: Издательство «Питер»,2008-461 с.

4. Безопасность жизнедеятельности/ Под ред. О.Н. Русака- СПб.: Издательство «Лань»,2007.-672с.

курсовая работа по расчету аэродинамических характеристик самолета состоит из следующих разделов:

I. Расчет аэродинамических характеристик самолета с фюзеляжем, симметричным относительно плоскости XOZ и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.

- Расчет коэффициентов подъемной силы, момента тангажа, лобового сопротивления, максимального аэродинами – ческого качества, для самолета с неотклоненными рулями при дозвуковых, трансзвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях.

- Расчет положения аэродинамического фокуса самолета по углу атаки.

- Расчет балансировочной поляры самолета при заданных значениях угла отклонения руля высоты и числа Маха.

II. Расчет производных коэффициентов боковой силы, момента крена, момента рыскания самолета по углу скольжения, координат фокуса по углу скольжения при заданном числе Маха.

III Расчет аэродинамических характеристик самолета, в продольной плоскости несимметричного относительно плоскости XOZ:

- Расчет угла нулевой подъемной силы самолета.

- Расчет коэффициентов подъемной силы, лобового сопротивления самолета при отклоненных рулях высоты (элевонах) и стабилизаторе.

- Расчет коэффициентов подъемной силы, лобового сопротивления самолета при выпущенной механизации крыла.

IV. Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета в продольной плоскости при больших углах атаки.

Объем и содержание разделов курсовой работы по каждой специальности, а также диапазоны чисел Маха, углов атаки, углов отклонения рулей уточняются консультантом. По результатам расчетов должны быть построены следующие графики зависимостей аэродинамических коэффициентов самолета:

в I – м разделе:

C_xa0 = f ₁ (М _¥ ), = f ₂ (М _¥ ), K_max = f ₃ (М _¥ ), A = f ₄ (М _¥ ), = f ₄ (М _¥ ), C_xa = f ₆ (C_ya) при М _¥ = const (М _¥ > 1, М _¥ < M _кр ) при d _р = 0, C_{xa бал} = f ₇ (C_{ya бал} ) при d _р = const и М _¥ = const

в III – м разделе:

C_ya = f ₈ (a,d _з ), C_xa = f ₉ (C_ya,d _з )

Графики строятся вручную или с помощью компьютера на листе на формата А4 в масштабе кратном 2, 4, 5 или 10.

1.2. Схематизация аэродинамической компоновки самолета.

Аэродинамическую компоновку сверхзвукового самолета задает преподаватель – консультант, либо ее выбирает студент. Если студентом выбирается дозвуковой самолет, то преподаватель дополнительно задает ракету для расчета соответствующих аэродинамических коэффициентов при сверхзвуковых скоростях.

Заданная компоновка самолета должна быть вычерчена на листе форматаА4 в трех проекциях в масштабе кратном 2, 5, 10 по всем правилам черчения. На чертеже даются только контуры самолета и его частей, определяющие его аэродинамическую компоновку и органы продольного управления. Указываются габаритные размеры, длина и поперечные размеры фюзеляжа, определяющие его сечение миделя, стреловидность передней и задней кромок крыла, горизонтального (ГО) и вертикального (ВО) оперений, переднего горизонтального оперения (ПГО), – ГО в схеме «утка», средняя аэродинамическая хорда (САХ) консолей крыла, ГО и/или ПГО, САХ крыла с подфюзеляжной частью.

В случае сложной аэродинамической компоновки для расчета аэродинамических характеристик самолета по данному пособию определяется эквивалентная аэродинамическая компоновка, которая вычерчивается на листе формата А4 в масштабе исходной компоновки с указанием габаритных размеров.

В этом случае фюзеляж заменяется телом вращения, максимальная площадь поперечного сечения которого равна площади миделя исходного фюзеляжа.

Консольная часть крыла не изменяется.

Отдельно выполняются чертежи частей эквивалентной аэродинамической компоновки: консольная часть крыла, ГО или ПГО, ВО.

Мотогондола представляется в виде тела вращения с протоком.

Если у исходного самолета крыло расположено в схеме «высокоплан» или «низкоплан», для эквивалентной компоновки всегда выбирается схема «среднеплан». Условно принято полученную аэродинамическую компоновку называть симметричной относительно плоскости XOZ. Отличие исходного самолета от схемы симметричного самолета относительно плоскости XOZ учитывается по методике, изложенной в разделе III настоящего пособия.

На рис. 1.1 – 1.3 приведены примеры чертежей самолетов и их эквивалентных компоновок.

Рис 1.1 – чертеж простого сверхзвукового самолета.

Рис 1.2 – чертеж дозвукового (пассажирского или транспортного) самолета.

Рис 1.3 – чертеж сверхзвукового самолета интегральной компоновки.

В случае интегральной компоновки возможна замена самолета толстым крылом. при этом необходимо оценить относительную толщину крыла в сечении, проходящем через центральную хорду крыла. , где – максимальная высота фюзеляжа

если , то компоновку крыла и фюзеляжа можно заменить одним толстым крылом.

В каждом конкретном случае замену компоновки самолета для расчета эквивалентной схемой необходимо согласовывать с преподавателем – консультантом.

Кроме геометрических параметров, измеренных на чертеже компоновки самолета, для выполнения курсовой работы необходимо рассчитать ряд относительных геометрических параметров частей самолета.

Дата добавления: 2015-07-13