Курсовая работа (т): Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-255

Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-255

Задание

Выполнить чертёж общего вида самолёта (формат А3), соблюдая требования Гост.

Собрать сведения о данном самолёте и изложить их кратко во введении. Вычислить основные геометрические характеристики самолёта.

Рассчитать критическое число Маха самолёта и максимальное значение числа Маха. Выполнить расчёт коэффициента лобового сопротивления самолёта при нулевой подъёмной силе на высоте крейсерского полёта и докритического числа Маха.

Провести расчёт значения коэффициента максимальной подъёмной силы самолёта для докритического режима полёта.

Построить докритическую поляру самолёта для высоты полёта крейсерского режима (результаты представить в виде таблицы и графика).

Построить сетку закритических поляр самолёта с шагом по числу Маха равным 0,05.

Построить сквозные характеристики самолёта:

, , и .

Построить взлётно-посадочные поляры самолёта с учётом влияния земли.

Построить зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки на режимах взлёта и посадки самолёта с учётом влияния земли. Показать влияние механизации.

Построить зависимость подъёмной силы самолёта на режиме взлёта. За счёт выбора эффективной механизации добиться взлёта самолёта.

Написать пояснительную записку в редакторе Word к курсовой работе с учётом ГОСТа по учебным текстовым документам.

Реферат

САМОЛЕТ, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ПОЛЯРЫ, СЕТКА ЗАКРИТИЧЕСКИХ ПОЛЯР, АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСКТВО, УГОЛ АТАКИ, ЧИСЛО МАХА.

Проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован самолет радиоэлектронной борьбы США ЕА-6В. Подобрана механизация крыла для осуществления взлета. Рассчитаны и построены графики аэродинамических характеристик.

Введение

Цель курсовой работы - расчетным путем получить аэродинамические характеристики самолета в заданном диапазоне изменения высот и чисел маха полета. Расчеты выполняются на основе поэлементного расчета с использованием экспериментальных зависимостей. Объектом исследования является самолет-прототип Ан-225 «Мрия».

Рисунок 1 - Самолет Ан-225

самолет поляра крыло оперение

АН-225 «Мрия» (с украинского мрiя - мечта, по НАТОвской классификации - Казак) самый большой в мире, на данный момент, транспортный самолет сверхбольшой грузоподъемности.

В 80-х годах, когда в полный ход шла разработка многоразового космического корабля «Буран <#"882108.files/image006.gif">;

относительная кривизна ;

относительное положение максимальной толщины ;

радиус закругления носка ;

координаты расположения максимальной кривизны .

В данном курсовом проекте при выборе профиля крыла будем руководствоваться скоростью самолета на крейсерском режиме полета. Скорость крейсерского полета, отнесенная к скорости звука на высоте крейсерского полета дает число Маха на данном режиме

 (1)

где - скорость крейсерского полета, м/с;

-скорость звука на высоте крейсерского полета, м/с.

.

Значение  выбирается из стандартной атмосферы в зависимости от высоты крейсерского полета - , принимаемой, как и крейсерская скорость, из данных самолета-прототипа в зависимости от максимальной высоты полета по формуле

=0.85*11000=9350 м. (2)

где  - практический потолок самолета-прототипа, м.

Число Маха крейсерского полета может служить для выбора относительной толщины профиля крыла и оперения из рекомендуемого диапазона (табл. 1).

Таблица 1 - Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения

Так как , то принимаем для крыла , для горизонтального оперения , для вертикального оперения . С учетом этих данных выбираем для крыла профиль серии Кларк УН-13.

1.2 Расчет критического числа Маха самолета

Критическое число Маха - есть такое число Маха набегающего потока, при котором где-либо на профиле (теле) возникает скачок уплотнения.

За расчетное критическое число Маха самолета принимается самое минимальное значение критического числа Маха отдельных агрегатов самолета (крыло, фюзеляж, оперение и др.).

 (3)

.2.1 Расчет критического числа Маха крыла и пилона

Критическое число маха крыла определим по формуле

 (4)

где  - критическое число Маха профиля;

 - коэффициент подъемной силы крыла;

 - относительная толщина профиля;

 - поправка на стреловидность.

Коэффициент подъемной силы крыла определяется из условия установившегося горизонтального полета через отношение

, (5)

где  - средняя за полет масса, кг;- Площадь крыла - площадь проекции крыла на базовую плоскость самолета, ;- Ускорение свободного падения, ;

 - плотность воздуха на высоте крейсерского полета, .

Средняя за полет масса определяется как:

=640000-0,5*140000-0,5*0=570000 кг(6)

где  - максимальная взлетная масса самолета, кг,

-масса топлива,кг,

- масса боекомплекта,кг.

Для определения  необходимо знать площадь крыла и плотность воздуха на высоте крейсерского полета. Площадь крыла берется из данных самолета-прототипа, плотность воздуха на высоте крейсерского полета определяется из стандартной атмосферы.

Тогда

Поправки и определяются по зависимостям этих величин от величины . В случае данного самолета-прототипа поправка  будут равна нулю, так как крыло большого удлинения, а=0,0425т.к. стреловидность 29 град

Подставляя полученные значения в формулу (4), методом итераций получим критическое число Маха для крыла

Округляя, получим .

Также подставляя полученные значения в формулу

,

Где с=0,3м, b=5,4м с=0,051 получим критическое число Маха для пилона двигателя

1.2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и гондолы

Критическое число Маха для фюзеляжа определяется по формуле

, (7)

где  - относительное удлинение фюзеляжа.

Относительное удлинение фюзеляжа определим из соотношения

, (8)

где  - длина фюзеляжа самолета-прототипа, м;

 - диаметр фюзеляжа самолета-прототипа, м.

.

Округляя, получим .

Расчет критического числа Маха подвесной гандолы ведется аналогично фюзеляжу с заменой относительного удлинения фюзеляжа на относительное удлинение ракеты

где относительное удлинение гондолы

где  - длина гондолы самолета-прототипа, м;

 - диаметр гондолы самолета-прототипа, м.

Округляя, получим .

1.2.3 Расчет критического числа Маха оперения

Расчет критического числа Маха оперения производится по формуле (4) при . При определении критического числа Маха профиля следует использовать  или , а поправки и  соответственно для удлинений и стреловидностей ГО и ВО примем равными нулю.

Тогда критическое число Маха для горизонтального оперения будет равно

а для вертикального оперения

.

Таким образом, получили значения

, .

Критическое число Маха самолета принимается по формуле (3) минимальным из чисел Махов отдельных агрегатов самолета. Минимальное критическое число Маха соответствует критическому числу Маха крыла. Поэтому для расчетов принимаем критическое число Маха крыла. Соответственно критическое число Маха самолета .

Округляя полученные значения, получим .

1.3 Определение расчетной скорости самолета

Для нахождения расчетной скорости вычислим критическую скорость крыла

. (12)

Критические скорости для других частей самолета не рассчитываются, полученная критическая скорость сравнивается с крейсерской скоростью. За расчетную скорость , по которой проводится дальнейший расчет, принимается меньшая из сравниваемых

 . (13)

Таким образом, за расчетную скорость принимаем: 224 м/с

1.4 Уравнение докритической поляры

Расчет докритической поляры производится при числах Маха меньше критических. Уравнение поляры имеет вид

, (14)

где  - минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета;

 - коэффициент индуктивного сопротивления;

 - коэффициент подъемной силы, принимаемый для транспортных и пассажирских самолетов в пределах от 0,1 до 0,15 и для маневренных самолетов принимается равным 0.

Из выражения формулы (14) видим, что для построения докритической поляры необходимо вычислить минимальный коэффициент подъемной силы самолета, в который кроме прочих величин также входят коэффициенты минимального лобового сопротивления отдельных агрегатов самолета. Следовательно, в начале необходимо вычислить эти коэффициенты.

1.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла и пилона двигателя

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла  зависит от значения числа Рейнольдса