3 Расчёт полетной докритической поляры…...………………………….…12

3.1 Уравнение докритической поляры………………...................................12

3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления…...….13

3.2.1 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла.…….........................................................................................................13

3.2.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления горизонтального оперения……………………………………………………..…14

3.2.3 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления вертикального оперения……………………………………….….………………15

3.2.4 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления фюзеляжа и мотогондол………………………………………….…….…………16

4. Расчёт закритических поляр самолёта………………….……………..…17

5. Взлетно-посадочные характеристики самолета…………………………22

5.1 Расчет характеристик подъемной силы………………………..…...…..22

5.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла……………………………………………………………………………….22

5.1.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М=0,2…………………………………………………………………..22

5.1.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М=0,7…………………………………………………………………..24

5.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета…………………………………………………………….….…25

5.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки………………………………………………………………...29

5.2 Построение взлётной и посадочной поляр…………………………..…32

5.2.1 Расчет поляр на взлетном режиме………………………………..…...33

5.2.2 Расчет поляр на режиме посадки…………………………………...…34

6. Определение зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха………………………………………………………………………….….….35

Заключение……………………………………………………………..….….36

Список использованных источников…………………………………..…....37

Приложения……………………………………………………………..….…38

ВВЕДЕНИЕ

В данном курсовом проекте ведется расчёт аэродинамических характеристик самолёта DC-9-30 с размахом крыла – 28.5 м, длиной – 36.4 м, высотой – 8.4, профилем крыла C-770315, высотой крейсерского полёта – 12000 м. По чертежу, исходя из размаха крыла, длины и высоты определяются его основные размеры и углы стреловидности. Рассчитывается критическое число Маха. Рассчитывается зависимость аэродинамических коэффициентов подъёмной силы и сопротивления, и строятся графики докритических и закритических поляр. Ведётся расчёт поляр и зависимостей подъемной силы от угла атаки при взлёте и посадке. Определяется зависимость максимального качества, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления самолёта от числа Маха. Все расчёты ведутся по приближённой методике.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

Крыло.

Размах крыла L=28.50м;

площадь крыла S=98.32м²;

площадь консолей S_к=79.12м²;

удлинение крыла определяем по формуле:λ=l²/s=28.5²/98.32=8.26;

корневая хорда b₀=4.98м;

концевая хорда b_к=1.31м;

сужение крыла η=b₀/b_к=4.98/1.31=3.80;

угол стреловидности крыла по передней кромке: х₀=28º;

угол стреловидности по 0,25 хорд:

углы стреловидности по закрылку: 13º.

Механизация крыла: закрылки.

размах l_з=15.20м;

Обсуживаемая площадь s_{обсл зак}=57.76м².

Горизонтальное оперение.

Размах ГО lго=12.05м;

площадь ГО s_го=30.03м²;

площадь консолей ГО s_{го к}=30.03м²;

удлинение ГО λ_го=l²_го/s_го=12.05²/300.03=6.22;

корневая хорда b₀=3.67м;

концевая хорда b_к=1.31м;

сужение ГО η_го=b₀/b_к=3.67/1.31=2.80;

угол стреловидности по передней кромке: х_0го=34º;

угол стреловидности ГО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по рулю высоты x_рв=17º.

Вертикальное оперение.

Высота ВО l_во=4.72м;

площадь ВО s_во=21.95м²;

площадь консолей ВО s_{во к}=21.95м²;

удлинение ВО λ_во=l²_во/s_во=4.72²/21.95=1.02;

корневая хорда b₀=5.50м;

концевая хорда b_к=3.80м;

сужение ВО η_го=b₀/b_к=5.50/3.80=1.48;

угол стреловидности по передней кромке: х_0во=49º;

угол стреловидности ВО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по рулю направления x_рн=38º.

Фюзеляж.

Длина фюзеляжа l_ф=30.00м;

площадь миделя фюзеляжа s_мф=10.57м²;

диаметр фюзеляжа d_ф=3.67м;

удлинение фюзеляжа λ_ф=l_ф/d_ф=30.00/3.67=8.17;

удлинение носовой части фюзеляжа λ_нчф=l_нчф/d_ф=5.24/3.67=1.43;

удлинение хвостовой части фюзеляжа λ_хчф=l_хчф/d_ф=7.86/3.67=2.14;

площадь омываемой поверхности фюзеляжа:

Мотогондолы двигателей.

Длина l_мг=5.50м;

диаметр d_мг=1.83м;

диаметр d_мгэ=1.50;

площадь миделя s_ммг=2.63;

удлинение мотогондол λ _мг =l _мг /d _мг=5.50/1.50=3.67;

удлинение носовой части λ_нчмг=l_нчмг/d_мг=2.88/1.50=1.92;

удлинение хвостовой части λ_хчмг=l_хчмг/d_мг=2.62 /1.50=1.75;

площадь омываемой поверхности:

м²