Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета SSJ 100

Оглавление
1. Расчет основных геометрических параметров самолет 3
1.1. Схематизация аэродинамической компоновки самолета 4
1.1. Расчет основных геометрических параметров самолета 5
1.2. Расчёт геометрических параметров несущей поверхности 5
1.3. Определение САХ крыла и ГО. 6
1.4. Определение критического числа Маха 8
Раздел I 9
2. Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки. 9
2.1. Определение коэффициента подъемной силы самолета 9
2.1.1. Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки 9
2.2. Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения) 11
2.3. Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа. 12
2.4. Определение коэффициента эффективности несущих поверхностей, расположенных друг за другом 14
2.4.1. Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для нормальной аэродинамической компоновки. 14
2.4.2. Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей. 16
3. Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета. 17
4. Определение коэффициента лобового сопротивления самолета 26
4.1. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе. 26
4.2. Определение коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе 33
4.3. Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета 34
5. Построение поляры первого рода 37
6. Построение балансировочной поляры 39


 

1. Расчет основных геометрических параметров самолет
Исходные данныепредставлены в таблице 1.
...

2.1.1. Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки
Расчет ведется при малых углах атаки (), ,
Коэффициент подъемной силы фюзеляжа определяется по формуле
,
,
где и - производные для носовой части с учетом интерференции с цилиндрической частью и для кормовой части. Определяется по графикам. Данные приведены в таблице 2.
Таблица 2
M
0,7793
0,9000
1,5000

2,9400
2,9400
2,9400

0,5879
0,4089
1,0488

0,0480
0,0460
0,0560

Во всем расчетном диапазоне

Таким образом,
Таблица 3
M
0,7793
0,9000
1,5000

0,0483
0,0463
0,0563

2.2.
...

2.4. Определение коэффициента эффективности несущих поверхностей, расположенных друг за другом
2.4.1. Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для нормальной аэродинамической компоновки.
Взаимное влияние двух несущих поверхностей (НП), одна из которых расположена в следе за другой (крыло-ГО) определяется углом скоса потока обусловленным свободными вихрями, формирующимися на концах впередистоящей НП, и торможением потока в следе за ней.
Угол скоса потока НП изменяет угол атаки НП, расположенной в следе, до величины истинного угла атаки В диапазоне малых углов атаки угол скоса потока можно представить в виде где производная осредненного по размаху НП угла скоса потока по углу атаки.
...