Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 4

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

1.3.  Расчет основных геометрических параметров самолета

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

1.3.1.  Расчет геометрических параметров фюзеляжа (мотогондолы, подвески)

Для фюзеляжа (мотогондолы, подвески) необходимо рассчитать следующие относительные геометрические параметры:

-  удлинение фюзеляжа ;

-  удлинение носовой части ;

-  удлинение цилиндрической части ;

-  удлинение кормовой части ;

-  сужение носовой части

-  сужение кормовой части

1.3.2.  Расчет геометрических параметров несущей поверхности (крыла, горизонтального, вертикального оперений)

Для несущей поверхности необходимо рассчитать следующие относительные геометрические параметры:

-  удлинение несущей поверхности (крыло,ГО) ;

-  удлинение консоли несущей поверхности(крыло,ГО)  ;

-  удлинение ВО

-  удлинение консолиВО

-  сужение несущей поверхности ;

-  среднюю аэродинамическую хорду несущей поверхности . формы в плане

Для крыла простой формы в плане  и координаты ее носка (рис.1.4а) можно рассчитать по формулам:

Можно также получить величину и положение  при помощи геометрических построений (рис 1.4б.)

Рис. 1.4

Чтобы получить среднюю аэродинамическую хорду крыла сложной формы в плане , его необходимо разбить на несколько простых крыльев. Для каждого простого крыла нужно вычислить  и координаты ее носка. САХ крыла сложной формы в плане (рис. 1.5) находят по формулам:

Рис. 1.5.

1.4.  Расчетные диапазоны чисел Маха и углов атаки самолета

Аэродинамические характеристики заданной компоновки самолета рассчитываются при числах Маха, Рейнольдса и углах атаки, которые соответствуют условиям его летной эксплуатации.

1.4.1.  диапазон чисел Маха

В пособии представлена методика расчета аэродинамических характеристик ЛА в дозвуковом ( , где - критическое число Маха), трансзвуковом () и сверхзвуковом () диапазонахчисел Маха.

Для полноценного знакомства с методикой расчета и аэродинамическими характеристиками самолета определение коэффициентов проводится как в дозвуковом, так и в сверхзвуковом диапазонах чисел Маха.

1.4.2.  Определение критического числа Маха

Критическое число Маха самолета можно считать равным Мкр крыла в нормальной аэродинамической схеме или Мкр переднего горизонтального оперения (ПГО) в схеме «утка».

Так как аэродинамические коэффициенты фюзеляжа в трансзвуковом диапазоне чисел Маха изменяются более плавно, чем соответствующие коэффициенты крыла или ПГО, то вполне допустимо пренебречь значением Мкр фюзеляжа, меньшим по величине числа Мкр крыла или ПГО

Критическое число Маха крыла в основном зависит от толщины профиля, формы крыла в плане и от подъемной силы крыла (т.е. угла атаки), В соответствии с этим Мкрпредставляется в виде суммы:

Мкр  = Мкр прф + DМкрl + DМкрc  (1.1)

Мкр прф - значение Мкрдля профиля крыла; DМкрl , DМкрc - дополнительные члены, учитывающие влияние удлинения и стреловидности крыла на величину Мкр. Величину Мкр.прфпри заданном значении коэффициента подъемной силы можно оценить по формуле

                                                                            (1.2)