Методические указания по выполнению курсовой работы по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов»

I. Расчет аэродинамических характеристик самолета
Исходные данные:

1. 
   Схема самолета в 3-х проекциях;
   
2. 
   Максимальная крейсерская скорость самолета: =852 ;
   
3. 
   Крейсерская (расчетная) скорость:
   

= 220,1

4. 
   Расчетная высота крейсерского полета: =11 ,
   
5. 
   Взлетная масса самолета: m₀= 43998 кг;
   
6. 
   Площадь крыла: S_кр = 91,04, м²;
   
7. 
   Размах крыла: L_кр = 28,35, м;
   
8. 
   Относительная толщина профиля в корневом сечении крыла = 0,136;
   
9. 
   Относительная толщина профиля в концевом сечении крыла = 0,11;
   
10. 
    Длина фюзеляжа: L_ф = 27,33, м;
    
11. 
    Эквивалентный диаметр фюзеляжа: d_ф= 3,76 м;
    
12. 
    Удлинение фюзеляжа: _ф= 7,268617021
    
13. 
    Площадь ГО: S_го = 28,5 м²;
    
14. 
    Размах ГО: L_го = 11,27 м;
    
15. 
    Относительная толщина профиля ГО: =0,09
    
16. 
    Площадь ВО: S_во = 25,05 м²;
    
17. 
    Высота ВО: h_во= 6 м;
    
18. 
    Относительная толщина профиля ГО: =0,12 =0,09
    
19. 
    Кинематический коэффициент вязкости на : , :
    

= 4,16 :

20. 
    Скорость звука на расчетной высоте: , :
    

до
;

21. 
    Число Маха – , соответствующее крейсерской скорости полета на расчетной высоте:
    

= = 0,746028662

22. 
    Температура воздуха на расчетной высоте: , :
    

при ;

23. 
    Плотность воздуха на расчетной высоте: , :
    

=0,037113798

1.