Определение расчетным путем аэродинамических характеристик транспортного самолета

1.1. Определение масштаба
При определении геометрических размеров сначала вычисляется масштаб М, равный отношению какого-либо размера натурного объекта Н (натура) в метрах к соответствующему размеру отрезка на чертеже О (отрезок) в миллиметрах. Масштаб М рассчитываем, используя размах крыла lкр в метрах (натура – Н), приведенный в задании на курсовую работу l = 17,5 м, и величину размаха в миллиметрах (отрезок – О), измеренную по схеме самолета lэ = 76 мм, индекс “э” означает, что размер снят со схемы самолета (эскиза):
тогда Н=ОМ – формула для вычисления других геометрических характеристик самолета.
1.2. Определение геометрических параметров крыла
Площадь крыла в плане S=32,9 м2 (дается в задании) включает в себя часть крыла, занятую фюзеляжем Sф, гондолами двигателей Sгд, гондолами шасси Sгш и т.п.
Хорда крыла средняя может быть определена по формуле:
Хорда крыла корневая, или центральная b0 есть хорда, лежащая в плоскости симметрии самолета, и определяется из схемы самолета:


Хорда крыла концевая bк – определяется из схемы самолета:
Сужение крыла вычисляем по формуле:
Относительная толщина профиля выбирается в соответствии со статистикой. Так, например, на практике тонкие профили используются для сверхзвуковых и трансзвуковых самолетов; средние – для трансзвуковых и скоростных дозвуковых самолетов; толстые – для дозвуковых самолетов. Как правило, для не скоростных самолетов, летающих на малых скоростях, применяют более толстые профили, а для скоростных – тонкие профили. Так как по заданию Vрасч=370км/ч, самолет считаем дозвуковым самолетом, а значит выбираем

Настоящая курсовая работа заключается в определении расчетным путем аэродинамических характеристик транспортного самолета в соответствии с учебным пособием [1] для варианта задания, выданного преподавателем.
При взаимодействии самолета и воздуха в процессе полета на поверхность самолета со стороны воздуха действуют нормальные (давление) и касательные (трение) напряжения. Эти напряжения, суммируясь, образуют вектор результирующей аэродинамической силы планера самолета. В курсовой работе рассматривается горизонтальный полет без крена и скольжения, поэтому эта сила раскладывается в скоростной системе координат только две составляющие: аэродинамическую подъемную силу и силу лобового сопротивления. В аэродинамической практике обычно пользуются безразмерными силами, называемыми аэродинамическими коэффициентами. И, наконец, под аэродинамическими характеристиками понимают аналитические или графические зависимости аэродинамических коэффициентов от параметров, характеризующих форму элементов самолета, его полетную конфигурацию и условия его обтекания воздушным потоком.
Курсовая работа включает в себя расчеты аэродинамических характеристик транспортного самолета в установившемся горизонтальном полете на разных высотах и разных скоростях, а также на взлете и посадке. Одноименные аэродинамические характеристики в этих случаях отличаются из-за различия в конфигурации самолета и условий обтекания его воздушным потоком.
Под конфигурацией самолета понимают определенное сочетание положений таких подвижных элементов, как механизация крыла – закрылки, щитки, предкрылки, а также шасси и т.п., влияющих на аэродинамику самолета. В крейсерской конфигурации взлетно-посадочная механизация и шасси убраны, самолет имеет наиболее обтекаемую форму и наименьшее аэродинамическое сопротивление. Во взлетной (посадочной) конфигурации самолета шасси выпущено, а взлетно-посадочная механизация отклонена на взлетный (посадочный) угол.

1. Логвинов И. И., Гусев И.Н., Гарбузов В.М. Поляры транспортного самолета. – Москва-Иркутск, 2002.
2. Логвинов И. И. Аэромеханика. - Москва - Иркутск: изд. ИрГТУ, 1998.
3. Аэромеханика. Учебник для студентов вузов/ Гарбузов В.М., Ермаков А.Л., Кубланов М.С., Ципенко В.Г. М.: Транспорт, 2000.
4. Гарбузов В.М. Аэромеханика. Пособие по выполнению курсовой работы. М.: МГТУ ГА, 2003.