Расчет аэродинамических характеристик самолета
Параметры самолёта с прямоугольным крылом. Определение углов скоса в центральном и концевом сечениях крыла, при П–образной модели вихревой системы. Расчет максимального перепада давления на обшивке крыла под действием полного давления набегающего потока.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | контрольная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 24.03.2019 |
| Размер файла | 248,8 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Исходные данные и постановка задачи
Самолёт с прямоугольным в плане крылом имеет параметры:
|
Масса |
= (25+ B) |
38 т. |
|
|
Размах крыла |
lкр = (20+B/4) |
23,25 м |
|
|
Плечо ГО |
Lgo = (15 + B/3) |
19,33м |
|
|
Высота полёта |
H |
6 км |
|
|
Скорость полёта |
V = (600+5B) |
665 км/ч |
|
|
Плотность воздуха |
с |
0,66 кг/м3 |
|
|
Скорость звука |
а |
316 м/с |
|
|
Коэффициент адиабаты для воздуха |
k |
1.4 |
|
|
Ускорение свободного падения |
g |
9.81 м/с2 |
Определить:
1). Углы скоса в центральном и концевом сечениях крыла, приняв П - образную модель вихревой системы крыла.
2). Максимальный перепад давления на обшивке крыла; крыло надувается изнутри полным давлением набегающего потока.
Схему П - образной вихревой системы крыла для центрального сечения горизонтального оперения (для точки А) можно представить в виде:
рис. 2
Схему П - образной вихревой системы крыла для центрального сечения горизонтального оперения (для точки B) можно представить в виде:
рис. 3
Задаём исходные параметры:
Определяем необходимую величину подъёмной силы:
Далее, определяем по формуле Журавского величину циркуляции:
где с - плотность воздуха на высоте H = 6000 м; V - скорость полёта самолёта.
Находим углы в центральном сечении крыла (для точки А):
Находим углы в концевом сечении крыла (для точки B):
Вычисляем скорости, индуцированные участками вихря по формуле Био-Савара.
Скорость, индуцированная участком 1, вихревой системы в пределах от и15 до и14, для точки А:
где гi -минимальное расстояние от вихря, до рассчитываемой точки.
Скорость, индуцированная участком 2, вихревой системы в пределах от и13 до и12, для точки А:
Скорость, индуцированная участком 3, вихревой системы в пределах от и11 до и22, для точки А:
Скорость, индуцированная участком 4, вихревой системы в пределах от и21 до и23, для точки А:
Скорость, индуцированная участком 5, вихревой системы в пределах от и24 до и25, для точки А:
Определение скоростей, индуцированных на участках 1-5, для точки B.
Скорость, индуцированная участком 1, вихревой системы в пределах от и15 до и14, для точки B:
Скорость, индуцированная участком 2, вихревой системы в пределах от и13 до и12, для точки B:
Скорость, индуцированная участком 3, вихревой системы в пределах от и11 до и22, для точки B:
Скорость, индуцированная участком 4, вихревой системы в пределах от и21 до и23, для точки B:
Скорость, индуцированная участком 5, вихревой системы в пределах от и24 до и25, для точки B:
Скорость, индуцированная вихревой системой в точке А:
Скорость, индуцированная вихревой системой в точке B:
Определим угол скоса потока в центральном сечении (точка А):
Определяем угол скоса потока в концевом сечении крыла (точка B):
Определение максимального перепада давлений на обшивке:
самолёт крыло вихревой давление
где q - скоростной напор.
Размещено на Allbest.ru
Подобные документы
Особенности динамики полета - науки о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических и гравитационных сил. Расчет трасполагаемых тяг, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Определение аэродинамической хорды крыла.
контрольная работа [79,2 K], добавлен 14.06.2010Летные характеристики самолета Як-40 для варианта нагружения. Геометрические характеристики силовых элементов крыла. Преобразование сложного в плане крыла в прямоугольное. Расчет нагружающих сил и нагрузок. Определение напряжений в сечениях крыла.
курсовая работа [980,0 K], добавлен 23.04.2012Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.
дипломная работа [4,7 M], добавлен 08.03.2021Описание модели крыла пассажирского самолета с используемой компьютерной программы, производящей оптимизацию компоновки по одному критерию. Фиксированные параметры и нейронная сеть как генератор геометрий и аппроксиматор аэродинамических характеристик.
курсовая работа [1,0 M], добавлен 06.07.2014Расчет прочности крыла большого удлинения транспортного самолета: определение геометрических параметров и весовых данных крыла. Построение эпюры поперечных сил и моментов по длине крыла. Проектировочный и проверочный расчет поперечного сечения крыла.
курсовая работа [4,2 M], добавлен 14.06.2010Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
курсовая работа [1007,9 K], добавлен 24.10.2012Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 17.06.2015Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013Анализ прототипа самолета, определение воздушных и массовых сил, действующих на крыло. Проектировочный расчет крыла, подбор сечений элементов силовой схемы крыла. Выбор кронштейнов, определение геометрических размеров, расчёт крепления кронштейнов.
курсовая работа [740,8 K], добавлен 17.08.2009Общие сведения о самолёте. Геометрические данные крыла. Определение нагрузок на крыло. Распределение воздушной нагрузки по длине крыла. Проектировочный расчет сечения крыла. Подбор толщин стенок лонжеронов. Подбор колес, определение нагрузок на стойку.
курсовая работа [2,3 M], добавлен 14.06.2010
