1. Определение геометрических параметров самолета
Крыло
Размах крыла L=28.50м;
площадь крыла S=98.32м2;
площадь консолей Sк=79.12м2;
удлинение крыла определяем по формуле:л=l2/s=28.52/98.32=8.26;
корневая хорда b0=4.98м;
концевая хорда bк=1.31м;
сужение крыла з=b0/bк=4.98/1.31=3.80;
угол стреловидности крыла по передней кромке: х0=28є;
угол стреловидности по 0,25 хорд:
углы стреловидности по закрылку: 13є.
Механизация крыла: закрылки
размах lз = 15.20м;
Обсуживаемая площадь sобсл зак = 57.76м2.
Горизонтальное оперение
Размах ГО l-го = 12.05м;
площадь ГО sго=30.03м2;
площадь консолей ГО sго к= 30.03м2;
удлинение ГО лго = l2го/sго = 12.05І/300.03 = 6.22;
корневая хорда b0=3.67м;
концевая хорда bк= 1.31м;
сужение ГО зго= b0/bк= 3.67/1.31= 2.80;
угол стреловидности по передней кромке: х0го = 34є;
угол стреловидности ГО по 0,25 хорд:
угол стреловидности по рулю высоты xрв = 17є.
Вертикальное оперение
Высота ВО lво = 4.72м;
площадь ВО sво = 21.95м2;
площадь консолей ВО sво к = 21.95м2;
удлинение ВО лво=l2во/sво = 4.722/21.95 = 1.02;
корневая хорда b0 = 5.50м;
концевая хорда bк = 3.80м;
сужение ВО зго = b0/bк = 5.50/3.80 = 1.48;
угол стреловидности по передней кромке: х0во = 49є;
угол стреловидности ВО по 0,25 хорд:
угол стреловидности по рулю направления xрн=38є.
Фюзеляж
Длина фюзеляжа lф=30.00м;
площадь миделя фюзеляжа sмф=10.57м2;
диаметр фюзеляжа dф=3.67м;
удлинение фюзеляжа лф=lф/dф=30.00/3.67=8.17;
удлинение носовой части фюзеляжа лнчф=lнчф/dф=5.24/3.67=1.43;
удлинение хвостовой части фюзеляжа лхчф=lхчф/dф=7.86/3.67=2.14;
площадь омываемой поверхности фюзеляжа:
Мотогондолы двигателей
Длина lмг=5.50м;
диаметр dмг=1.83м;
диаметр dмгэ=1.50;
площадь миделя sммг=2.63;
удлинение мотогондол л мг =l мг /d мг=5.50/1.50=3.67;
удлинение носовой части лнчмг=lнчмг/dмг=2.88/1.50=1.92;
удлинение хвостовой части лхчмг=lхчмг/dмг=2.62 /1.50=1.75;
площадь омываемой поверхности:
м2
- ВВЕДЕНИЕ
- 1. Определение геометрических параметров самолета
- 2. Расчет критического числа Маха самолета
- 2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения
- 2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы
- 2.3 Оценка числа Маха
- 2.4 Определение расчетной скорости самолета
- 3. Расчет полетной докритической поляры
- 3.1 Уравнение докритической поляры
- 3.2.1 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла
- 3.2.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления горизонтального оперения
- 3.2.3 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для вертикального оперения
- 3.2.4 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления фюзеляжа и мотогондол
- 4. Расчёт закритических поляр самолёта
- 5. Взлетно-посадочные характеристики самолета
- 5.1 Расчет характеристик подъемной силы
- 5.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла
- 5.1.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М = 0.2
- 5.1.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М=0.7
- 5.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета
- 5.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки
- 5.2 Построение взлётной и посадочной поляр
- 5.2.1 Расчет поляр на взлетном режиме
- 5.2.2 Расчет поляр на режиме посадки
- 6. Определение зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха
- Заключение
- 4.1.1. Аэродинамические характеристики
- 5.7. Аэродинамические характеристики самолета
- 1.2. Основные аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- 1.3. Факторы, влияющие на аэродинамические характеристики самолета da 40ng
- 8.7. Аэродинамические характеристики самолета
- 8.7. Аэродинамические характеристики самолета
- Аэродинамическое качество самолета.
- Аэродинамические схемы самолетов
- Аэродинамические формы скоростного самолета
- Аэродинамические формы скоростного самолета