111
Информация о работе
Подробнее о работе
Расчёт поляры однопанельного крыла с учётом механизации
- 35 страниц
- 2020 год
- 0 просмотров
- 0 покупок
Гарантия сервиса Автор24
Уникальность не ниже 50%
Фрагменты работ
В ходе выполнения работы по дисциплине «Аэрогазодинамика» были найдены: угол атаки нулевой подъёмной силы, угол атаки начала нелинейного участка, а также критический угол атаки на двух режимах полёта при числах Маха М=0,2 и М=0,85. Далее в ходе расчёта, при тех же режимах полёта были найдены коэффициенты подъёмной силы на данных углах атаки, а также коэффициенты сопротивления, были построены графики зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, от сопротивления, а также график аэродинамического качества. Также был проведен расчет аэродинамических характеристик крыла с механизацией.
2.1. Подготовительная часть расчета
2.2. Порядок расчета значения коэффициента подъемной силы в зависимости от угла атаки крыла
2.2.1. Характерные углы атаки
2.2.2. Производная коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки
2.2.3. Максимальное значение коэффициента подъемной силы крыла
2.2.4. Угол окончания линейного участка
2.2.5. Учет влияния числа Рейнольдса
2.3. Расчет значений коэффициента подъемной силы крыла на линейном и нелинейном участках (для заданных чисел Маха и Рейнольдса)
2.3.1. Расчет на линейном участке с учетом поправки на число Рейнольдса
2.3.2. Расчет на нелинейном участке
2.4. Расчет коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества крыла
2.4.1. Общие комментарии к процессу определения коэффициента лобового сопротивления
2.4.2. Расчет коэффициента профильного сопротивления крыла
2.4.3. Расчет коэффициента индуктивного сопротивления крыла
2.4.4. Расчет коэффициента сопротивления от крутки крыла
2.4.5. Расчет коэффициента волнового сопротивления крыла
2.4.5.1. Расчет критического числа Маха
2.4.5.2. Расчет коэффициента волнового сопротивления крыла для больших значений числа Маха
2.4.6 Расчет коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества крыла
Исходными данными для расчета данной курсовой работы являются параметры профиля NACA 2208 и параметры его крыла. В основу расчета аэродинамических характеристик однопанельного крыла конечного размаха взята методика "DATCOM" при условии, что известны аэродинамические и геометрические характеристики крыла.
1. А. С. Кравец Характеристики авиационных профилей. 1939г. 213 с.
2. С.Т. Кашафутдинов, В.Н. Лушин Атлас аэродинамических профилей крыловых характеристик. Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С. А. Чаплыгина. 1994. 46 с.
3. Практическая аэродинамика самолетов ТУ-204-120 И ТУ-204-120С В.Г.Ципенко, В.П.Бехтир, М.Г. Ефимова, Ю.Н.Стариков Москва: 2005. 86 с.
4. Федоров Е.Я. Расчет поляр летательного аппарата. Казань: КАИ. 1983. 62 с.
5. Аэродинамика сверхкритического крыла. Обзор ОНТИ. ЦАГИ №699. 1990. 104 с.
Форма заказа новой работы
Не подошла эта работа?
Закажи новую работу, сделанную по твоим требованиям
