РАСЧЁТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТА SAAB SH-37

Цель работы - рассчитать аэродинамические характеристики самолёта Saab SH-37 с помощью поэлементного инженерного расчёта.

Особенностью этой работы является расчёт характеристик сверхзвукового самолёта с аэродинамической схемой "утка".

В результате работы определены критическое число Маха, минимальное лобовое сопротивление, графические зависимости коэффициентов подъёмной силы и лобового сопротивления от угла атаки, максимальное аэродинамическое качество. Также определено, что с выбранной механизацией самолёт смог взлететь.

ВВЕДЕНИЕ.. 7

1 ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА.. 8

1.1       Геометрические характеристики крыла. 8

1.2       Геометрические характеристики фюзеляжа. 9

1.3       Геометрические характеристики вертикального оперения. 10

1.4       Геометрические характеристики переднего горизонтального оперения. 10

1.5       Геометрические характеристики воздухозаборников. 11

2 ПОДБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ.. 12

3 ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА САМОЛЁТА И РАСЧЁТНОЙ СКОРОСТИ.. 13

3.1       Расчёт критического числа Маха для крыла. 13

3.2       Расчёт критического числа Маха для фюзеляжа. 15

3.3       Расчёт критического числа Маха для воздухозаборников. 15

3.4       Расчёт критического числа Маха для вертикального оперения. 15

3.5       Расчёт критического числа Маха для переднего горизонтального оперения. 15

4 РАСЧЁТ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ... 17

4.1       Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления крыла. 17

4.2       Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа. 19

4.3       Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления воздухозаборников. 20

4.4       Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения. 20

4.5       Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления переднего горизонтального оперения 21

4.6       Коэффициенты торможения. 21

4.7       Расчёт дополнительного сопротивления. 22

4.8       Сводка лобовых сопротивлений. 22

4.9       Определение координат докритической поляры. 23

5 ПОСТРОЕНИЕ ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛЯРЫ ДЛЯ НЕМЕХАНИЗИРОВАННОГО КРЫЛА   26

5.1 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления крыла. 26

5.2 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа. 26

5.3 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления воздухозаборников. 27

5.4 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения. 27

5.5 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления переднего горизонтального оперения 27

5.6 Сводка лобовых сопротивлений. 28

5.7 Определение координат взлётно-посадочной поляры.. 28

6 РАСЧЁТ СЕТКИ ЗАКРИТИЧЕСКИХ ПОЛЯР САМОЛЁТА.. 30

6.1       Расчёт коэффициента волнового сопротивления крыла. 30

6.2       Расчёт коэффициента волнового сопротивления фюзеляжа. 31

6.3 Расчёт коэффициента волнового сопротивления воздухозаборников. 32

6.4       Расчёт коэффициента волнового сопротивления переднего горизонтального оперения. 32

6.5 Расчёт коэффициента волнового сопротивления вертикального оперения. 33

6.6 Расчёт отвала поляры. 33

7      РАСЧЁТ ПОЛЁТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТА.. 36

7.1 Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки. 36

7.2 Зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки. 40

7.3 Зависимость аэродинамического качества от угла атаки. 40

8      ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА.. 42

8.1 Расчёт характеристик подъёмной силы.. 42

8.1.1 Расчёт характеристик подъёмной силы для немеханизированного крыла. 42

8.1.2 Расчёт характеристик подъёмной силы для механизированного крыла на режиме взлёта. 44

8.1.3 Расчёт характеристик подъёмной силы для механизированного крыла на режиме посадки  45

8.1.4 Влияние близости Земли на режиме взлёта. 46

8.1.5 Влияние близости Земли на режиме посадки. 46

8.1.6 Построение графических зависимостей коэффициента подъёмной силы от угла атаки. 47

8.2 Расчёт взлётных и посадочных поляр. 48

8.2.1 Расчёт взлётной и посадочной поляры без применения механизации. 48

8.2.2 Расчёт поляр на взлётном режиме. 50

8.2.3 Расчёт поляр на режиме посадки. 52

8.2.4 Построение поляр на взлётно-посадочном режиме. 54

9 ЗАВИСИМОСТЬ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ ОТ УГЛА АТАКИ НА РЕЖИМЕ ВЗЛЁТА.. 55

10 СКВОЗНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА.. 57

10.1 Построение зависимости минимального коэффициента лобового сопротивления от числа Маха. 57

10.2 Построение зависимости производной коэффициента подъёмной силы самолёта по углу атаки от числа Маха 57

1       http://www.airwar.ru/enc/fighter/aj37.html [Электронный ресурс];

2       https://war-book.ru/saab-j-37-viggen-istrebitel/ [Электронный ресурс];

3       Аэродинамические характеристики профиля и крыла [Текст]: учеб. пособие [Текст] / В. А. Фролов. – Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. – 48 с.;

4       Расчёт аэродинамических характеристик дозвуковых самолётов [Электронный ресурс]: электрон. учеб. пособие / В. В. Васильев, А. Н. Никитин, В. А. Фролов, В. Г. Шахов; Минобрнауки России, Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. С. П. Королёва (нац. исслед. ун-т). – Электрон. текстовые и граф. дан. (2,315 Мбайт). – Самара, 2012. – 1 эл. опт. диск (CD-ROM);

5       Расчёт поляр и подбор винта к самолёту [Текст]: учебное пособие / В. М. Головин, Г. В. Филиппов, В. Г. Шахов - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 1992. – 68с.;

6       https://infoteach.ru/Saab_37_Viggen [Электронный ресурс];

7       Шунков В.Н., Самолёты спецназначения [Текст] /В.Н. Шунков – Мн.: Харвест, 1999. – 448 с.