Аэродинамические характеристики самолёта E-3A

Самарский университет им.Королева
Кафедра КиПЛА
Курсовой проект по аэродинамике самолета
Тема: "Аэродинамические характеристики самолёта E-3A"
Самара 2015

В данной работе проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован самолет США E-3A. Подобрана механизация крыла для осуществления взлета. Рассчитаны и построены графики аэродинамических характеристик.
Содержание
1 Основные геометрические характеристики 8
1.1 Расчёт геометрических характеристик крыла 8
1.2 Расчёт геометрических характеристик фюзеляжа 10
1.3 Расчёт геометрических характеристик оперения 11
1.4 Расчёт геометрических характеристик мотогондол 12
1.5 Расчёт геометрических характеристик пилонов мотогондол 14
1.6 Расчёт геометрических характеристик пилонов обтекателя антенны 14
Предназначен для крепления РЛС к борту фюзеляжа. 15
Пилон имеет постоянную по размаху хорду, поэтому его сужение 15
3 Расчёт критического числа Маха самолёта 17
3.1 Определение критического числа Маха крыла 17
3.2 Определение критического числа Маха фюзеляжа 19
3.3 Определение критического числа Маха оперения 19
3.4 Определение критического числа Маха мотогондол 19
3.5 Определение критического числа Маха пилона мотогондол 19
3.7 Определение критического числа Маха самолёта 20
4 Расчёт докритической поляры 21
4.1 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления крыла 21
4.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа 24
4.3 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления оперения 25
4.4 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы 26
4.5 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления пилона мотогондолы и пилона АВАКС. 26
4.6 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления обтекателя антены. 27
4.7 Пассивное сопротивление самолёта 28
4.8 Расчёт координат точек докритической поляры 29
5 Расчёт полётных характеристик самолёта 31
5.1 Расчёт зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки 31
5.2 Расчёт зависимости коэффициента лобового сопротивления от угла атаки 32
5.3 Расчёт зависимости аэродинамического качества от угла атаки 32
6 Расчёт сетки закритических поляр 35
6.1 Расчёт коэффициента пассивного волнового сопротивления 35
6.2 Расчёт отвала поляры и построение сетки закритических поляр 37
7 Расчёт взлётно-посадочной поляры для немеханизированного крыла 40
7.1 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления крыла 40
7.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа 41
7.3 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления оперения 42
7.4 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы 43
7.5 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления пилона мотогондолы и пилона АВАКС. 43
7.6 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления обтекателя антены 44
7.7 Пассивное сопротивление самолёта на режиме взлёта-посадки 44
7.8 Расчёт координат точек взлётно-посадочной поляры для немеханизированного крыла 45
8 Взлётно-посадочные характеристики самолёта 47
8.1 Расчёт зависимости коэффициента подъёмной силы для немеханизированного крыла 47
8.2 Выбор механизации и взлёт без учета влияния земли 48
8.2 Определение коэффициента максимальной подъёмной силы крыла с механизацией по уточненной методике 50
8.2 Учет влияния земли при взлёте 53
8.3 Зависимость подъёмной силы от угла атаки на режиме взлёта 54
8.4 Посадка без учета влияния земли 55
8.5 Учет влияния земли при посадке 56
8.6 Расчёт поляр на взлётном режиме 58
8.7 Расчёт поляр на посадочном режиме 61
9 Построение сквозных характеристик самолёта 63
9.1 Построение зависимости минимального коэффициента лобового сопротивления от числа Маха 63
9.2 Построение зависимости отвала поляры от числа Маха 63
9.3 Построение зависимости производной коэффициента подъёмной силы от числа Маха 63
9.4 Построение зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха 63