111
Информация о работе
Подробнее о работе
РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА S-3A «Viking»
- 44 страниц
- 2014 год
- 417 просмотров
- 1 покупка
Гарантия сервиса Автор24
Уникальность не ниже 50%
Фрагменты работ
В данном курсовом проекте ведется расчет аэродинамических характеристик самолета S-3A Viking.
Самолет S-3A Viking имеет довольно традиционную схему и предназначался для эксплуатации с авианосцев. Он представлял собой высокоплан с гидравлически складывающимся крылом, убирающимся трехопорным шасси и герметической кабиной с кондиционированием воздуха, рассчитанной на экипаж из четырех человек.
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с трапецевидным высокорасположенным крылом со стреловидностью по передней кромке 15 градусoв, что обеспечивает ему большую подъемную силу и хорошие характеристики планирования. Для экономии места на авианосце крыло и киль самолет складываются. В хвостовой части фюзеляжа размещен посадочный гак. Силовая установка состоит из установленных на пилонах под крылом двух двухконтурных турбореактивных двигателей TF34-GE-400 тягой по 4200 кгс. В состав экипажа входят два летчика и два оператора бортового оборудования и вооружения. Основными средствами обнаружения подводных лодок являются радиогидроакустические буи и выдвижной магнитометр.
ВВЕДЕНИЕ..............................................................................................................6
1 ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА.....7
1.1 Геометрические характеристики крыла..................................................7
1.2 Геометрические характеристики фюзеляжа...........................................8
1.3 Геометрические характеристики горизонтального оперения...............8
1.4 Геометрические характеристики вертикального оперения...................9
1.5 Геометрические характеристики гондол двигателей.............................9
1.6 Геометрические характеристики пилонов двигателей..........................9
1.7 Геометрические характеристики концевых контейнеров...................10
2 ПОДБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ........................................................................................................11
3 РАСЧЕТ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА.................................................12
3.1 Расчет критического числа Маха крыла "M" _"*кр" ......................................12
3.2 Расчет критического числа Маха фюзеляжа "M" _"*ф" ................................13
3.3 Расчет критического числа Маха горизонтального оперения "M" _"*го" ...13
3.4 Расчет критического числа Маха вертикального оперения "M" _"*во" .......13
3.5 Расчет критического числа Маха гондол двигателя "M" _"*гд" ...................13
4 РАСЧЕТ ПОЛЕТНОЙ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ.................................15
4.1 Определение минимального лобового сопротивления самолета.......15
4.2 Расчет cxa кр крыла....................................................................................16
4.3 Расчет cxaф фюзеляжа...............................................................................16
4.4 Расчет cxaго горизонтального оперения..................................................17
4.5 Расчет cxa во вертикального оперения.....................................................18
4.6 Расчет cxa гд гондол двигателей...............................................................18
4.7 Расчет cxa пд пилонов двигателей............................................................19
4.8 Расчет cxa кк концевых кoнтейнерoв.......................................................20
4.9 Сводка лобовых сопротивлений............................................................20
4.11 Докритическая поляра..........................................................................21
5 ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА................23
5.1. Построение характеристик подъемной силы немеханизированного крыла................................................................23
5.2 Построение характеристик подъемной силы механизированного крыла....................................................................24
5.3 Влияние близости Земли........................................................................28
5.4 Определение минимального лобового сопротивления самолета......30
5.4.1 Расчет cxa кр крыла.........................................................................31
5.4.2 Расчет cxaф фюзеляжа...................................................................31
5.4.3 Расчет cxaго горизонтального оперения......................................32
5.4.4 Расчет cxa во вертикального оперения.........................................33
5.4.5 Расчет cxa гд гондол двигателей...................................................33
5.4.6 Расчет cxa пд пилонов двигателей.................................................34
5.4.7 Расчет cxa кк концевых кoнтейнерoв............................................35
5.4.8 Сводка лобовых сопротивлений.................................................35
5.5 Построение взлетной и посадочной поляр...........................................36
6 ЗАВИСИМОСТЬ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ НА РЕЖИМЕ ВЗЛЕТА..............41
ЗАКЛЮЧЕНИЕ.....................................................................................................42
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ............................................43
ПРИЛОЖЕНИЕ А ОБЩИЙ ВИД САМОЛЕТА.................................................44
Курсовой проект 45 с, 4 рисунка, 9 таблиц, 3 источника, 1 приложение, графическая часть 1 лист формата А3.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ЧИСЛО МАХА, ПОДЪЕМНАЯ СИЛА, УГОЛ АТАКИ, РАЗМАХ КРЫЛА, КОНСОЛЬ КРЫЛА, СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА, ОПЕРЕНИЕ, МИДЕЛЬ, ФЮЗЕЛЯЖ, ВЗЛЕТНАЯ МАССА.
Объектом исследования является самолет S-3A Viking двухдвигательный высокоплан.
Аэродинамические характеристики служат базой для определения летно-технических характеристик самолета – его дальности, потолка, скороподъемности, устойчивости, маневренности – и используются в последующей работе по динамике полета.
Цель проекта – получение расчётным путём с привлечением экспериментальных данных аэродинамических характеристик дозвукового самолёта в заданном диапазоне чисел Маха, на крейсерском режиме и при взлёте и посадке. Получение расчётным путём его аэродинамических характеристик на режимах крейсерском, взлётном и посадочном.
В результате курсового проекта рассчитаны и построены графики аэродинамических характеристик.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
1. http://www.soldiering.ru/avia/airplane/usa/troopcarrier/c17.php – Военное дело [Электронный ресурс].
2. Головин В.М., Филиппов Г.В., Шахов В.Г. Расчет поляр и подбор винта к самолету. – Самара: СГАУ, 1992.
3. Васильев, В. В. Расчёт аэродинамических характеристик крыльев дозвуковых самолётов [Электронный ресурс]: электрон. учеб. пособие /В.В. Васильев, А.Н. Никитин, В.А. Фролов, В.Г. Шахов Минобрнауки России, Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. С. П. Королёва (нац. исслед. ун-т). – Электрон. текстовые и граф. дан. (2,32 Мбайт). – Самара, 2012. – 1 эл. опт. диск (CD-ROM).
Форма заказа новой работы
Не подошла эта работа?
Закажи новую работу, сделанную по твоим требованиям
