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

Коэффициент сопротивления крыла.


– коэффициент вредного лобового сопротивления:
= 0,005718414+ 0,000615126= 0,00633354
– коэффициент профильного сопротивления:
= =0,005718414
– средняя относительная толщина крыла:
= =
– коэффициент трения крыла:




– число Рейнольдса для крыла:
= =
- средняя геометрическая хорда крыла:
= =3.71
– относительная координата на хорде профиля точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный:
;
– относительная хорда предкрылка;
– относительная омываемая поверхность крыла:
=1-0.5 =0,880465949
– коэффициент интерференции;
– схема среднеплан;
– относительная подфюзеляжная площадь крыла:
= =0.2390668102
– площадь подфюзеляжной части крыла:

– относительный размах щелей образуемых предкрылками, закрылками, элеронами:

– коэффициент волнового сопротивления:
:



=0,000615126


– критическое число Маха для крыла при :



=0.703


– стреловидность по максимальной толщине профиля крыла:
по , или .=25 =0.43 rad
– коэффициент, учитывающий использование суперкритических профилей:
. используется обычный профиль
æ – показатель адиабаты воздуха:
æ=1,4
– число М соответствующее максимальному значению волнового сопротивления – :
=1.1006
– коэффициент индуктивного сопротивления:
если :

если :



– коэффициент аэродинамической подъемной силы;
– эффективное удлинение в сжимаемом (сверхзвуковом) потоке:


– удлинение крыла с учетом концевых крылышек Уиткомба:

– размах крыла с учетом концевых крылышек, м:

– площадь концевого крылышка, м²:
= 0.5*1.633*1.633=1.33
– коэффициент, учитывающий сужение и стреловидность крыла:

– коэффициент, учитывающий сжимаемость потока:




– критическое число Маха второго рода:

2.