Расчет аэродинамических характеристик C-135B stratolifter

Самарский университет имени С.П. Королева
Кафедра конструкции и проектирования летательных аппаратов
Курсовой проект по дисциплине "Аэродинамика"
На тему "Расчет аэродинамических характеристик C-135B stratolifter"

Тактико-технические характеристики C-135B
Год принятия 1962
Экипаж 4-5 человек
Максимальная взлетная масса 133 т
Размеры:
длина 41 м
высота 12,70 м
размах крыла 39,88 м
Крейсерская скорость полета на высоте 10600 м: 850 км\ч
Практический потолок 12000 м
Максимальная масса перевозимого груза 39 т

СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ 7
1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТА 8
1.1Расчёт геометрических характеристик крыла 8
1.2 Расчёт геометрических характеристик фюзеляжа 9
1.3 Расчёт геометрических характеристик оперения 12
1.3.1 Расчёт геометрических характеристик горизонтального оперения 12
1.3.2 Расчёт геометрических характеристик вертикального оперения 13
1.4 Расчёт геометрических характеристик мотогондолы 14
2 ВЫБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ 18
3 ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА 19
3.1 Определение критического числа Маха крыла 19
3.2 Определение критического числа Маха фюзел 19
3.3 Определение критического числа Маха мотогондолы 20
3.4 Определение критического числа Маха оперения 20
3.4.1 Определение критического числа Маха горизонтального оперения.……………………………………………………………………..20
3.4.2 Определение критического числа Маха вертикального оперения 20
4 РАСЧЁТ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ 22
4.1 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления крыла 22
4.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа 24
4.3 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления оперения 24
4.3.1 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения 25
4.3.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения 25
4.4 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы 26
4.5 Определение пассивного сопротивления самолета 27
4.6 Расчёт координат докритической поляры 27
5 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛЯРЫ ДЛЯ НЕМЕХАНИЗИРОВАННОГО КРЫЛА 29
5.1 Расчет минимальногокоэффициента лобового сопротивления крыла 29
5.2Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа 30
5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения 31
5.3.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения 31
5.3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения 32
5.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы 32
5.5Пассивное сопротивление самолета на взлетно-посадочном режиме без учета механизации 33
6 ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 35
6.1 Расчет характеристик подъемной силы 35
6.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла 35
6.1.2Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета 39
6.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки 43
7 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ПОЛЯР 46
7.1 Расчет взлетно-посадочных поляр без применения механизации 46
7.2 Расчет поляр на режиме взлета 48
7.3 Расчет поляр на режиме посадки 50
8 ЗАВИСИМОСТЬ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ ОТ УГЛА АТАКИ НА РЕЖИМЕ ВЗЛЕТА 54
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 55
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 56
ПРИЛОЖЕНИЕ А 56