- •Курсовая работа по аэромеханике
- •Задание
- •Содержание работы
- •Литература
- •Основные характеристики самолета
- •3 Расчёт полетной докритической поляры…...………………………….…12
- •5. Взлетно-посадочные характеристики самолета…………………………22
- •2 Расчет критического числа маха самолета
- •2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения
- •Для крыла
- •Для вертикального 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 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления
- •3.2.1 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла
- •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
- •5.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета
- •Влияние закрылка
- •5.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки Влияние закрылка
- •5.2 Построение взлётной и посадочной поляр Взлётную и посадочную поляру строят по уравнению
- •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
- •Приложение а
Федеральное агентство по образованию
Государственное образовательное учреждение
высшего профессионального образования
САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
имени академика С.П. КОРОЛЁВА
Факультет инженеров воздушного транспорта
Кафедра аэрогидродинамики
Курсовая работа по аэромеханике
Выполнил: студент гр.
Проверил: преподаватель
Самара 2
Задание
на курсовую работу по аэромеханике, специальность 160901
Студент группа _ Самолет DC-9-30__
Руководитель проекта . дата выдачи Cрок защиты
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 -15%
Оформление курсового проекта - 20%
Литература
1. Расчет поляр и подбор винта к самолету: Учебное пособие /. Головин В.М., Филиппов Г.В., Шахов В.Г.; СГАУ, г.Самара, 1992.-68с.
2. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет: Справочник.-М.: Машиностроение, 1990.-144с.
3. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов.- М.: Мир, 1983
4. Аэродинамика летательных аппаратов /под.ред.Г.А.Колесникова.-М.: Машиностроение, 1993.-544 с.
6. СТО СГАУ 02068410-004-2007
Основные характеристики самолета
Длина самолета, м 36.40 Взлетная масса, кг ________
Размах крыла, м 28.50 Масса топлива, кг _______
Высота самолета, м 8.40
Несущие и управляющие поверхности |
||||||||||
Наименование |
Размерность |
Крыло |
Гор. оперение |
Верт. оперение |
Пилоны |
|||||
Размах |
м |
28.50 |
12.05 |
4.72 |
|
|||||
Характерная площадь |
м2 |
98.32 |
30.03 |
21.95 |
|
|||||
Площадь консолей |
м2 |
79.12 |
30.03 |
21.95 |
|
|||||
Профиль |
- |
C-770315 |
NACA 0009 |
NACA 0009 |
|
|||||
Удлинение |
- |
8,26 |
4.84 |
1.02 |
|
|||||
Сужение |
- |
3.80 |
2.80 |
1.48 |
|
|||||
Стреловидность: |
|
|
|
|
|
|||||
по передней кромке |
град |
28 |
34 |
49 |
|
|||||
по линии 0,25 хорды |
град |
24.75 |
29.99 |
43.83 |
|
|||||
по закрылку, внутр. секция |
град |
13 |
17(по РВ) |
38(по РН) |
|
|||||
по закрылку, внешн. секция |
град |
- |
- |
- |
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|||||
Фюзеляж и мотогондолы двигателей, обтекатели шасси |
||||||||||
Наименование |
Размерность |
Фюзеляж |
Двигатель |
|
|
|||||
Длина |
м |
30.00 |
5,50 |
|
|
|||||
Площадь миделя |
м2 |
10.57 |
2.63 |
|
|
|||||
Диаметр |
м |
3,67 |
1.83 |
|
|
|||||
Удлинение |
- |
8.17 |
3.67 |
|
|
|||||
Удлинение нос. части |
- |
1.43 |
1.92 |
|
|
|||||
Удлинение хв. части |
- |
2.14 |
1.75 |
|
|
|||||
Омываемая площадь |
м2 |
290.89 |
25.42 |
|
|
РЕФЕРАТ
Курсовой проект.
Пояснительная записка: с. 39, табл. 3, прил. 2
Графическая документация: 1 л. А3.
САМОЛЕТ, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ПОЛЯРЫ, АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО, УГОЛ АТАКИ, КРИТИЧЕСКОЕ ЧИСЛО МАХА.
Работа посвящена расчёту аэродинамических характеристик самолёта DC-9-30.
Цель данного курсового проекта - приобретение знаний в определении лётно–тактических данных самолёта.
Работа велась по приближенной методике.
В результате рассчитаны геометрические параметры самолета и критическое число Маха самолета, рассчитаны и построены докритическая и закритическая поляры, характеристики подъемной силы для немеханизированного и механизированного крыльев, взлетная и посадочная поляры, зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха
В приложении Б приведён чертеж самолёта.
СОДЕРЖАНИЕ
Введение……………………………………………………………………….5
1. Определение геометрических параметров самолёта……………………..6
2. Расчет критического числа Маха самолета……………………………. . 8
2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения…………………... 8
2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы…….10
2.3 Оценка числа Маха……………………………………………………....11
2.4 Определение расчетной скорости самолета…………………………....11