Курсовая работа (т): Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-255
, (15)
где 
- расчетная скорость, м/с;
- средняя хорда крыла, м;
- кинематическая вязкость воздуха
на расчетной высоте полета, 
.
Разобьем крыло самолета на три
участка - рисунок 2. Для каждого участка определим число Рейнольдса по средней
хорде данного участка. Затем по вычисленному числу Рейнольдса найдем удвоенный
коэффициент сопротивления трения плоской пластинки 
для каждого
участка. Величина определяется
по графику как функция числа Рейнольдса и относительной координаты точки
перехода ламинарного потока в турбулентный
Рисунок 2 - Разбиение крыла на
участки
(16)
Здесь 
и 
- относительные координаты
местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля;
- средняя относительная хорда
предкрылка;
, (17)
где h - величина, характеризующая
шероховатость поверхности крыла, принимаем 
.
Рассмотрим первый участок крыла. Так
как 
V=224м/с и 
, то число
Рейнольдса будет равно
,
,
,
.
Рассмотрим второй участок крыла. Так
как 
, V=224 м/с
и , то число
Рейнольдса будет равно
,
,
,
=0,172,
.
Рассмотрим третий участок крыла. Так
как 
V=224м/с и , то число
Рейнольдса будет равно
,
.
Определим относительную координату
точки перехода от ламинарного потока в турбулентный по формуле (16).
Профильное сопротивление крыла
определяется по формуле
, (18)
где
площади участков крыла,м2,
площадь крыла с наплывом, м2.
Значения коэффициентов сопротивления
трения находятся по зависимости от Re
:
С
=0,002; 2C
=0.0022; 2С
=0,0025.
.
При определении пассивного
сопротивления крыла учитывается взаимное влияние крыла и фюзеляжа, а также
наличие щелей
, (19)
где 
- коэффициент интерференции
выбирается по таблице 2 в зависимости от расположения крыла;
- относительная суммарная длина
(размах) щелей на крыле - отношение суммарной длины щелей 
к размаху
крыла l.
Таблица 2 - Значения коэффициента
интерференции Схема
Высокоплан
Среднеплан
Низкоплан
Так как схема расположения крыла
самолера-прототипа представляет высокоплан, то коэффициент интерференции
принимаем Относительная суммарная длина щелей
для крейсерского режима полета равна отношению суммарной длины щелей элеронов к
размаху крыла
Тогда
Расчет пилона проводится по формуле
Принимаем, что для пилона 1.6 Расчет минимального коэффициента
лобового сопротивления фюзеляжа
Пассивное сопротивление фюзеляжа
определяется формулой
где Число Рейнольдса для фюзеляжа
определяется по следующей формуле щей формуле
Поправку, учитывающую влияние
удлинения фюзеляжа на трение определим из графика функции где Площадь миделя фюзеляжа вычисляется
по формуле
Площадь омываемой поверхности
фюзеляжа Поправка учитывающая отличие
фюзеляжа от тела вращения, при приближенных расчетах принять равной Коэффициент сопротивления давления
носовой части фюзеляжа
Поправка учитывающая угол атаки и
изгиб хвостовой части фюзеляжа вверх.
Подставляя полученные значения в
формулу (20), получим
1.7 Расчет минимального коэффициента
лобового сопротивления оперения
Профильное сопротивление оперения
определяется, как и для крыла по формуле (18). При определении удвоенного
коэффициента сопротивления трения плоской пластинки для второго участка
вертикального оперения, принимаем 1.7.1 Расчет минимального
коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения
Вычисление числа Рейнольдса для
горизонтального оперения проводится аналогично вычислению числа Рейнольдса для
крыла. Средняя хорда горизонтального оперения равна Вычисляя удвоенный коэффициент
сопротивления трения плоской пластинки, получим Профильное сопротивление
горизонтального оперения вычисляем по формуле (18)
1.7.2 Расчет минимального
коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения
Расчет проводим аналогично расчету для
горизонтального оперения.
1.8 Расчет минимального коэффициента
лобового сопротивления гондол двигателя
Пассивное сопротивление гондол
двигателя определяется, как и для фюзеляжа
Число Рейнольдса для ракеты
определяется по следующей формуле
Поправки, учитывающие влияние
удлинения гондолы и сжимаемости воздуха на сопротивление трения, принимают
значения где получим Площадь миделя гондолы
Площадь омываемой поверхности
гондолы
Принимаем Подставляя полученные данные в
формулу (26), получим минимальный коэффициент лобового сопротивления гондолы
1.9 Пассивное сопротивление самолета
Пассивное сопротивление самолета
складывается из пассивных сопротивлений составных его частей, для этого
составим сводку лобовых сопротивлений в виде таблицы 3.
Величина пассивного сопротивления
рассчитывается по формуле
Таблица 3 - Сводка лобовых
сопротивлений
Наименование
части самолета
Кол-во
п, шт.
Площадь
в плане или миделя 1
Крыло
1
905
0,0716
1,448
0,285
2
Фюзеляж
1
58
0,0924
0,1392
0,333
3
Горизонталь- ное оперение (ГО)
1
313
0,0046
1,44
0,105
4
Вертикальное оперение (ВО)
2
76
0,005
0,76
0,041
5Гондолы
6
7
0,024
0,1008
0,107
6Пилон
6
1,14
0,005
0,0342
0,024
Пассивное сопротивление самолета
1.10 Расчет координат докритической
поляры
Максимальный коэффициент подъемной силы, до
которого строится поляра, определяется как
где Таблица 4 - Коэффициент, зависящий
от сужения крыла
Коэффициент где Из таблицы 4, проводя интерполирование,
получаем c=33 Координаты точек поляры
рассчитываются по формуле (14). Коэффициент подъемной силы принимаем равный где Тогда уравнение для расчета
координат докритической поляры примет вид
Расчет координат оформим в виде таблицы 5.
Таблица 5 - Координаты точек докритической
поляры
0
0,022
0,1
0,023
0,2
0,026
0,3
0,029
0,4
0,033
0,5
0,038
0,6
0,043
0,7
0,050
0,8
0,058
0,9
0,066
1
0,076
1,1
0,086
По полученным точкам строим
докритическую поляру. Верхняя часть поляры от точки График докритической поляры
представлен в приложении А, рисунок А.1.
2. Расчет сетки закритических поляр
При М>М* возникает дополнительное волновое
сопротивление, которое обусловлено появлением скачков уплотнения. Общее
сопротивление самолета является суммой сопротивлений, соответствующих
докритическим скоростям полета и волновых. Волновое сопротивление складывается
из пассивного волнового сопротивления и индуктивно-волнового. Тогда формула волнового
сопротивления самолёта принимает вид Если Эмпирические константы равны Где B= Эффективные значения числа Маха и
относительной толщины профиля определяются по формулам
Коэффициент волнового сопротивления
фюзеляжа определяется по формуле
С Где С Переменная где М Расчёт коэффициента волнового
сопротивления подвесной ракеты и контейнерного комплекса РЭБ проводится аналогично
расчёту коэффициента С Таблица 6 - Расчёт лобового
сопротивления при нулевой подъёмной силе
Величина
Число
Маха
М
0,7
0,75
0,8
0,85
0,9
0.95
С С С С С C С С Где С Расчёт отвала поляры проводится в
следующей последовательности.
Определяется увеличение отвала
поляры
прирост отвала поляры прямого крыла,
(46) определяется по действительным значениям М прирост отвала поляры скользящего
крыла, определяется по эффективным значениям М С Получив значения увеличения отвала
поляры Расчёт отвала поляры сводится в
таблицу 7.
Таблица 7 - Расчёт отвала поляры при
закритических числах Маха
Число
Маха
С 1
2
3
4
5
6
7
0,7;
0,63
0,765
0,744
0,2
0,22
0
0
0
0,06791
0,737
0,707
0,3
0,33
0
0
0
0,06791
0,703
0,664
0,4
0,44
0
0
0
0,06791
0,664
0,615
0,5
0,55
0,01205
0
0,00167
0,06958
0,621
0,560
0,6
0,66
0,02516
0,02204
0,02119
0,08910
0,75;
0,68
0,765
0,744
0,2
0,22
0
0
0
0,06791
0,737
0,707
0,3
0,33
0,00477
0
0,00066
0,06857
0,703
0,664
0,4
0,44
0,01651
0,00525
0,00651
0,08093
0,664
0,615
0,5
0,55
0,02280
0,020047
0,02044
0,08835
0,621
0,560
0,6
0,66
0,04109
0,03565
0,03433
0,10224
0,8;
0,725
0,765
0,744
0,2
0,22
0,01333
0
0,00185
0,06976
0,737
0,707
0,3
0,33
0,02311
0,00635
0,00831
0,07622
0,703
0,664
0,4
0,44
0,03407
0,02043
0,02114
0,08905
0,664
0,615
0,5
0,55
0,04555
0,0348
0,03427
0,10218
0,621
0,560
0,6
0,66
0,05701
0,04914
0,04738
0,11529
0,85;
0,77
0,765
0,744
0,2
0,22
0,03238
0,00962
0,01222
0,08013
0,737
0,707
0,3
0,33
0,04146
0,02224
0,02362
0,09153
0,703
0,664
0,4
0,44
0,05164
0,03550
0,03568
0,10359
0,664
0,615
0,5
0,55
0,06229
0,04903
0,04803
0,11594
0,621
0,560
0,6
0,66
0,07294
0,06255
0,06036
0,12827
0,9;
0,815
0,765
0,744
0,2
0,22
0,05142
0,02629
0,02826
0,09617
0,737
0,707
0,3
0,33
0,05981
0,03813
0,03893
0,10684
0,703
0,664
0,4
0,44
0,06920
0,05057
0,05023
0,11814
0,664
0,615
0,5
0,55
0,07904
0,06327
0,06179
0,12970
0,621
0,560
0,6
0,66
0,08887
0,07595
0,07334
0,14125
0,95;
0,86
0,765
0,744
0,2
0,22
0,07047
0,04296
0,04430
0,11221
0,737
0,707
0,3
0,33
0,07816
0,05402
0,05424
0,12215
0,703
0,664
0,4
0,44
0,08677
0,06564
0,06477
0,13268
0,664
0,615
0,5
0,55
0,09578
0,07751
0,07555
0,14346
0,621
0,560
0,6
0,66
0,10480
0,08936
0,08632
0,15429
Общее сопротивление самолёта рассчитывается по
формуле
Данные сводятся в таблицу 8.
Таблица 8 - Сводка лобовых сопротивлений
самолёта
Число
Маха М
Коэффициент
подъёмной силы С 0
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
Коэффициент
лобового сопротивления С 0,7
0,0215
0,02421
0,02761
0,03236
0,03889
0,5357
0,75
0,0215
0,02421
0,02767
0,03444
0,04358
0,05830
0,8
0,02325
0,02603
0,03009
0,03748 0,06474
0,85
0,03290
0,03609
0,04112
0,04946
0,06187
0,07906
0,9
0,05377
0,05761
0,06338
0,07267
0,08619
0,10462
0,95
0,0815
0,08598
0,09249
0,10272
0,11736
0,13704
По данным сводки лобовых сопротивлений самолёта
строится сетка закритических поляр для диапазона чисел Маха полёта.
График закритических поляр представлен в
приложении А,рис.А.2.
3. Расчет полетных характеристик
самолета
Порядок данных расчетов представлен
в учебном пособии Построение зависимости коэффициента
подъемной силы от угла атаки Из графических зависимостей для
профиля крыла определим величину производной коэффициента подъемной силы по
углу атаки По формуле (32) находим Зависимость коэффициента подъемной
силы от угла атаки
рассчитываются для диапазона от где Для данного профиля крыла и
крейсерского числа Махаопределяем по графику Все данные сводим в таблицу 9.
Таблица 9 - Координаты точек кривых
зависимостей коэффициентов подъемной силы, силы лобового сопротивления и
аэродинамического качества
-2
0
0,0221
0
-1
0,1005
0,0215
4,67
0
0,201
0,0221
9,09
1
0,3015
0,0242
12,5
2
0,402
0,0276
14,56
3
0,5025
0,0325
15,46
4
0,603
0,0386
15,62
5
0,7035
0,0462
15,2
6
0,804
0,0551
14,59
7
0,9045
0,0654
13,8
8
1,005
0,0771
13,0
9
1,1055
0,0901
12,23
10
1,206
0,93
12,36
Построение зависимости коэффициента
лобового сопротивления от угла атаки Координаты точек кривой Построение зависимости
аэродинамического качества от угла атаки Расчет координат точек зависимости где значения Для наглядности результат расчетов
зависимости Полученные зависимости С 4. Расчет взлетно-посадочной поляры
для немеханизированного крыла
Порядок данных расчетов представлен в источнике
1.
Расчет пассивного сопротивления
самолета и координат точек поляры проводится в той же последовательности, что и
расчет докритической поляры для Рассмотрим крыло. Так как Условие (16) из пункта 1.5.
используем для определения Итак, по формуле (17) пункта 1.5 имеем
Определим Для первого участка имеем Для второго Для третьего Тогда для каждого участка равен: Определяя профильное сопротивление
крыла по формуле (18), получим
Расчет пилона проводится по формуле
Для пилона принято Расчет минимального коэффициента
лобового сопротивления фюзеляжа
Пассивное сопротивление фюзеляжа
определим, пользуясь формулой (20).
Число Рейнольдса для фюзеляжа
определим по формуле (21)
Принимая Тогда при значениях Расчет минимального коэффициента
лобового сопротивления горизонтального оперения
Вычислим число Рейнольдса для
горизонтального оперения по формуле (15), получаем
Принимая Минимальный коэффициент лобового
сопротивления горизонтального оперения определим из соотношения (25)
Расчет минимального коэффициента
лобового сопротивления вертикального оперения
Вычисляя число Рейнольдса при Тогда вычислив, значение Расчет минимального коэффициента
лобового сопротивления мотогондолы.
Пассивное сопротивление мотогондолы
определим по формуле (26). Число Рейнольдса для ракеты формуле (27) примет вид:
При Тогда с учетом Пассивное сопротивление самолета на
взлетно-посадочном режиме без учета механизации
Для определения пассивного
сопротивления самолета на взлетно-посадочном режиме составим сводку лобовых
сопротивлений в виде таблицы 10.
Таблица 10 - Сводка лобовых
сопротивлений на взлетно-посадочном режиме полета
Наименование
части самолета
Кол-во
п, шт.
Площадь
в плане или миделя 1
Крыло
1
905
0,0016
1,448
2
Фюзеляж
1
58
0,0079
0,458
3
Горизонтальное оперение (ГО)
1
313
0,0035
1,09
4
Вертикальное оперение (ВО)
2
76
0,0047
0,71
5Гондолы
6
7
0,0179
0,75
6Пилон
6
1,14
0,002
0,0342
Тогда по формуле (31) с учетом таблицы 8,
пассивное сопротивление самолета примет значение
Расчет координат взлетно-посадочной
поляры для немеханизированного крыла.
Максимальный коэффициент подъемной
силы Коэффициент Принимая Результаты расчетов приведены в
таблице 11.
Таблица 11 - Координаты точек
взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла
0
0,020
0,1
0,023
0,2
0,026
0,3
0,029
0,4
0,033
0,5
0,038
0,6
0,043
0,7
0,050
0,8
0,058
0,9
0,066
1
0,076
1,1
0,086
1,2
0,097
1,26
0,104
По полученным точкам строим
взлетно-посадочную поляру. Верхняя часть поляры от точки График взлетно-посадочной поляры для
немеханизированного крыла представлен в приложении А, рисунок А.1.
5. Взлетно-посадочные характеристики
самолета
Для улучшения взлетно-посадочных характеристик
самолета (уменьшения длины разбега и пробега, скорости отрыва и посадки,
взлетной и посадочной дистанции) используются взлетно-посадочные устройства
(ВПУ). ВПУ позволяют добиться увеличение подъемной силы и лобового
сопротивления самолета. Основную часть ВПУ составляют механизация крыла и шасси
самолета.
К средствам механизации относят
различного типа закрылки, щитки и предкрылки, а также их комбинации, дающие
наибольший эффект. Наиболее эффективными являются выдвижные многощелевые
закрылки, при отклонении которых на определенный угол происходит некоторое
увеличение кривизны профиля, площади крыла и наиболее полно проявляется щелевой
эффект. Предкрылки являются наиболее часто используемым типом механизации
передней кромки крыла. Предкрылок представляет собой небольшой профиль с
большой кривизной, который воспринимает большие силы разряжения на единицу
площади и уменьшает их влияние на основной профиль. Кроме эволюций механизации
крыла на взлетно-посадочные характеристики самолета оказывает некоторое влияние
близость земли. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета делится на два
этапа: расчет характеристик подъемной силы и расчет взлетных и посадочных
поляр. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета будем проводить,
принимая число Маха на взлетно-посадочном режиме 5.1 Расчет характеристик подъемной
силы
Данный расчет проводится как для
взлета, так и для посадки, однако кривая Расчет характеристик подъемной силы
для немеханизированного крыла
Расчет проводится аналогично расчету
зависимости Из графических зависимостей для
выбранного профиля крыла (Кларк УН-13), в зависимости от числа Маха на
взлетно-посадочном режиме Зависимость коэффициента подъемной
силы от угла атаки строится по уравнению (39). Определяя из характеристик
профиля угол нулевой подъемной силы Кривую строим аналогично кривой для
крейсерского режима. Линейный участок кривой проводим через две точки до
значения Первая точка при Вторая точка при Криволинейный участок изображаем
приближенно от руки до значения Расчет характеристик подъемной силы
для механизированного крыла на режиме взлета
Выберем механизацию. Подбор
механизации состоит в выборе типа механизации, относительной хорды закрылка, и
углов отклонения закрылка, а также в выборе предкрылка.
Из справочной таблицы предельных
значений хорд и типичных углов отклонения механизации выбираем трехщелевой
выдвижной закрылок. Относительная хорда закрылка Принимается, что при отклонении
закрылков наклон Величина прироста угла нулевой
подъемной силы определяется по формуле
где относительная площадь крыла,
обслуживаемая закрылком;
Зависимость производной от угла
отклонения и относительной хорды закрылка Относительная площадь крыла,
обслуживаемая закрылками определяется с учетом выдвинутых закрылков. Схема
определения этой площади показана на рисунке 3
Рисунок 3 - Схема определения
площади крыла, обслуживаемой закрылком
Тогда используя формулу (53) ,
получим
Таким образом, угол нулевой подъемной силы для
механизированного определяется по формуле
Численно он равен
Прирост на линейном участке
находится по формуле
где Подставляя числовые значения,
получим
Далее рассчитаем максимальный
коэффициент подъемной силы
Построение кривой Сymax(α), при
отклоненной на определенный угол механизации ведется до значения Сyamax
определяемого как
Суа mах=Суа mах0+Суа mахмех; Суа mах=1,285+0,316=1,616
Линейный участок кривой строится до значения
Суадоп Суадоп=0,85 1,616=1,37 Влияние предкрылка выражается в
приращении значения максимального коэффициента подъемной силы на величину
где Относительный размах элеронов равен
Близость земли также оказывает
влияние на взлетно-посадочные характеристики самолета. Оно приводит к
увеличению Вначале определяем относительное
расстояние от задней кромки закрылка до поверхности земли по формуле
где По справочной зависимости По другой справочной графической
зависимости Уменьшение максимального
коэффициента подъемной силы оценивается формулой
где Тогда
Максимальный коэффициент подъемной силы вдали от
земли с учетом предкрылка определяется формулой Расчет характеристик подъемной силы
для механизированного крыла на режиме посадки
Расчет характеристик подъемной силы
для механизированного крыла на режиме посадки аналогичен расчету характеристик
подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета. Изменен лишь угол
отклонения закрылков Величина прироста угла нулевой
подъемной силы с учетом
Угол нулевой подъемной силы по
формуле (54) равен
С учетом Влияние близости земли выразится в
увеличении Так как при отклоненных в посадочное
положение закрылках примет значение Максимальный коэффициент подъемной
силы при отклоненных в посадочное положение закрылках с учетом влияния
предкрылка и с учетом влияния земли будет равен
Графически, зависимости
характеристик подъемной силы от угла атаки приводятся в приложении А. Рисунок
А.3 содержит графикизависимости коэффициентов подъемной силы
немеханизированного крыла на взлетно-посадочном режиме, для механизированного
крыла на режиме взлета и посадки без учета и с учетом земли.
5.2 Расчет взлетных и посадочных
поляр для механизированного крыла
Расчет поляр на взлетном режиме
Для расчета координат точек поляры
необходимо определить минимальный коэффициент лобового сопротивления
где При Коэффициент лобового сопротивления
шасси с передней стойкой вычисляют по следующей формуле
где Получаем
а ш=1,5 тогда с учетом Формула для расчета координат точек взлетной и
посадочной поляр имеет вид где Для механизированного крыла величина
Тогда с учетом Величина С учетом Полученные значения Эффективное удлинение крыла вблизи
земли определяется по формуле
где Используя рассчитанные значения,
получаем формулу для расчета поляры на взлетном режиме с механизированным
крылом, без учета влияния земли Результаты расчета оформим в виде таблицы
12.
Подставляя значение коэффициента
подъемной силы Результаты расчета оформим в виде
таблицы 13.
Таблица 12 - Координаты точек поляры на взлетном
режиме для механизированного крыла без учета влияния земли
0
0,1406
0,1
0,1388
0,2
0,1376
0,3
0,1370
0,4
0,1370
0,5
0,1377
0,6
0,1389
0,7
0,1407
0,8
0,1431
0,9
0,1462
1
0,1498
1,1
0,1550
1,2
0,1599
1,3
0,1643
1,4
0,1703
1,5
0,1770
1,6
0,1842
1,7
0,1925
1,8
0,2006
1,9
0,2096
2
0,2193
2,1
0,2296
2,2
0,2404
2,233
0,2442
Таблица 13 - Координаты точек поляры на взлетном
режиме для механизированного крыла с учетом влияния земли
0
0,1432
0,1
0,1408
0,2
0,1389
0,3
0,1377
0,4
0,1370
0,5
0,1370
0,6
0,1376
0,7
0,1388
0,8
0,1405
0,9
0,1429
1
0,1459
1,1
0,1495
1,2
0,1537
1,3
0,1585
1,4
0,1639
1,5
0,1699
1,6
0,1765
1,7
0,1837
1,8
0,1915
1,9
0,1999
1,954
0,2047
Расчет поляр на режиме посадки
Расчет поляр на режиме посадки для
крыла с механизацией проводится аналогично расчету поляр на взлетном режиме с
учетом механизации. Изменения претерпевает лишь минимальный коэффициент
лобового сопротивления самолета и величина коэффициента подъемной силы Минимальный коэффициент лобового
сопротивления самолета с учетом того, что прирост сопротивления при отклонении
закрылка для режима посадки составляет
Коэффициент С учетом полученных выше данных из формулы (64)
получаем формулу для расчета координат точек поляры на посадочном режиме для
механизированного крыла без учета влияния земли
Результаты расчета данной поляры
сведены в таблицу (14).
Таблица 14 - Координаты точек поляры
на режиме посадки для механизированного крыла без учета влияния земли
0
0,2148
0,1
0,2126
0,2
0,2111
0,3
0,2102
0,4
0,2100
0,5
0,2103
0,6
0,2112
0,7
0,2127
0,8
0,2148
0,9
0,2175
1
0,2208
1,1
0,2248
1,2
0,2293
1,3
0,2344
1,4
0,2402
1,5
0,2465
1,6
0,2535
1,7
0,2610
1,8
0,2692
1,9
0,2779
2
0,2873
2,1
0,2972
2,2
0,3078
2,3
0,3190
2,363
0,3263
Коэффициент Формула для расчета координат точек
поляры на посадочном режиме для механизированного крыла с учетом влияния земли
из формулы (62) будет иметь вид
Результаты расчета данной поляры
занесем в таблицу (15).
Таблица 15 - Координаты точек поляры
на режиме посадки для механизированного крыла с учетом влияния земли
0
0,2181
0,1
0,2152
0,2
0,2130
0,3
0,2114
0,4
0,2104
0,5
0,2100
0,6
0,2101
0,7
0,2109
0,8
0,2123
0,9
0,2143
1
0,2169
1,1
0,2201
1,2
0,2239
1,3
0,2284
1,4
0,2334
1,5
0,2390
1,6
0,2452
1,7
0,2520
1,8
0,2595
1,9
0,2675
2
0,2761
2,06
0,2816
Расчет поляры немеханизированного крылана режиме
взлета и посадки
Формула для расчета координат точек поляры на
взлетном и посадочном режимах для немеханизированного крыла с учетом влияния
земли будет иметь вид
Результаты расчета данной поляры
занесем в таблицу (16).
Таблица 16 - Координаты точек поляр
немеханизированного крыла на режиме взлета и посадки с учетом влияния земли
0
0,0218
0,1
0,0215
0,2
0,0218
0,3
0,0227
0,4
0,0242
0,5
0,0263
0,6
0,0290
0,7
0,0323
0,8
0,0362
0,9
0,0408
1
0,0459
1,1
0,0516
1,2
0,0580
1,285
0,0638
График взлетной поляры для механизированного
крыла без учета влияния земли, поляры на режиме посадки для механизированного
крыла без учета влияния земли и взлетно-посадочной поляра приведены в
приложении А, рисунок А.4.
6. Зависимость подъемной силы от
угла атаки на режиме взлета
В этом разделе построим график зависимости
подъемной силы от угла атаки для механизированного крыла на взлетном режиме с
учетом влияния земли.
Формула для расчета подъемной силы имеет вид
Кривая где Тогда с учетом того, что
График зависимости подъемной силы
для механизированного крыла на взлетном режиме с учетом влияния земли
представлен в приложении А, рисунок А.7.
где Для обеспечения взлета необходимо
уменьшить максимальную взлетную массу самолета-прототипа на 20%:
Из данной зависимости видно, что
допустимая подъемная сила на режиме взлета больше силы тяжести самолета при
максимальной взлетной массе. Это означает, что при выбранной механизации крыла
и скорости 7. Построение сквозных характеристик
самолёта
Сквозные характеристики - это уравнения
зависящие от числа Маха.
С В(М)-зависимость отвала поляры от
числа Маха.
Полученные зависимости изображаются
на одном совмещённом графике.
Результаты расчёта данных поляр
занесём в таблицу 17.
Таблица 17-Сквозные характеристики
самолёта
Число
Маха М
Мв/п
Мкр
Мзакр.
0.215
0.65
0.7
0.75
0.8
0.85
0.9
0.95
Сха0
0,0195
0,0215
0,0215
0,0215
0,0232
0,0329
0,0537
0,0815
8. Построение зависимости отвала
поляры от числа Маха
Значения В для соответствующего числа Маха
выбираются из предыдущих разделов для значения Суа=0,3
Для чисел Маха взлетно-посадочного режима полета
отвал поляры определяется по упрощенной формуле:
Координаты зависимости отвала поляры
от числа Маха сводятся в таблицу 18
Таблица 18-Координаты зависимости
отвала поляры от числа Маха
Число
Маха М
Мв/п
Мкр
Мзакр.
0.215
0.65
0.7
0,75
0.8
0.85
0.9
0.95
В
0,0679
0,0679
0,0679
0,0685
0,0762
0,0915
0,1068
0,1221
9. Построение зависимости
максимального аэродинамического качества от числа Маха
Расчет максимального аэродинамического качества
ведется для соответствующего числа Маха полета по формуле:
Таблица 19 - Координаты зависимости
максимального аэродинамического качества от числа Маха
Число
Маха М
Мв/п
Мкр
Мзакр.
0.215
0.65
0.7
0,75
0.8
0,85
0.9
0.95
K
13,7
13,08
13,08
13
11,89
9,11
6,6
5
Заключение
В данной курсовой работе было проведено
исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве
самолета-прототипа использован самолет радиоэлектронной борьбы EA-6B.
По заданным тактико-техническим данным
произведен подбор профиля крыла и оперения, расчет докритической поляры на
крейсерском режиме полета.
Рассчитаны полетные характеристики самолета -
построены графические зависимости коэффициента подъемной силы, коэффициента
лобового сопротивления и аэродинамического качества от угла атаки.
Произведён расчёт закритических поляр. Построена
сетка закритических поляр. Произведен расчет взлетно-посадочных
характеристик самолета. В этом разделе произведен расчет и построение графика
зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на взлетно-посадочном
режиме, подобрана механизация крыла, состоящая из трехщелевого выдвижного
закрылка с Расчетным путем получены: на
крейсерском режиме полета при М=0,7 максимальное аэродинамическое качество Список использованных источников
1.
www.cardarmy.ru
.
Фролов В. А. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов:
Учебное пособие. - Самар. гос. аэрокосмич. ун-т. Самара,2000.
.
Головин В. А., Филиппов Г. В., Шахов В. Г. Расчет поляр и подбор винта к
самолету: Учебное пособие. - Самар. гос. аэрокосмич. ун-т. Самара, 1992.
в
зависимости от расположения крыла
0,90,70,5
.
.
- площадь подфюзеляжной части
.
; 
;
=0,3, оп
формуле (17)имеем n=6,15, 
, 
, 2C
, (20)
- коэффициент суммарного
сопротивление трения плоской пластинки при 
, находящейся в зависимости от числа
Рейнольдса,
- поправка, учитывающая влияние
удлинения фюзеляжа 
на трение;
- поправка, учитывающая влияние
сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа;
- площадь омываемой поверхности
фюзеляжа, 
;
- площадь миделя фюзеляжа, ;
- поправка учитывающая отличие
фюзеляжа от тела вращения, при приближенных расчетах принять равной 
;
- коэффициент сопротивления
давления носовой части фюзеляжа;
- поправка учитывающая угол атаки и
изгиб хвостовой части фюзеляжа вверх.
; (21)
.
(принимаем
)
, 
. Поправку, учитывающую влияние
сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа определим из графика
функции
,
. Принимая относительное удлинение
носовой части фюзеляжа, равное
, (22)
- длина носовой части фюзеляжа, м;
,
; (23)
.
определим
из формулы
; (24)
.
- определяется по рисунку 19(
источник 2). 
.
.
, т.к. он находится в поле действия
турбулентного течения, созданного крылом самолета. Влияние щелей и
сопротивление интерференции учитывается величиной 
и введением
в расчет всей подфюзеляжной части оперения
. (25)
. Исходя из
этих данных определим число Рейнольдса по формуле (15)
.
;
=0
.
=6,19,
, 
.
. (26)
; (27)
с учетом относительного удлинения
носовой части гондолы
, (28)
- длина носовой части гондолы, м;
;
.
; (29)
.
(30)
=0,
.
. (31)
, Коэффициент
лобового сопротивления 
Доля от 
3,92
.
, (32)
- коэффициент, показывающий
зависимость максимального коэффициента подъемной силы от удлинения крыла и
числа Маха полета;
- коэффициент, зависящий от сужения
крыла (таблица 4);
- угол стреловидности крыла по
передней кромке, град.
1,002,003,004,00
0,900,940,930,92
берется из
графических зависимостей характеристики профиля
при М=0,74;
=0,13и равен
. Сужение
крыла определяется по формуле
, (33)
- центральная хорда крыла, м;
- концевая хорда крыла, м,
.
.
.
.
.
Эффективное удлинение крыла 
, учитывающее прирост пассивного
сопротивления при больших углах атаки, определяется по следующей формуле
, (34)
- геометрическое удлинение крыла.
,
.
(35)
до 
строится
методом ручной аппроксимации. Точка определяется по формуле
. (36)
-коэффициент
лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе без учета волнового
сопротивления;
-
коэффициент индуктивного сопротивления самолета без учета индуктивно-волнового
сопротивления;
-
коэффициент волнового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе ;
-коэффициент
индуктивно-лобового сопротивления самолета;
=C
+C
+C
+C
+
-коэффициент волнового сопротивления
крыла при нулевой подъемной силе.
,C
- коэффициент пассивного волнового
сопротивления ГО и ВО.
-
коэффициент пассивного волнового сопротивления фюзеляжа
- число мотогондол двигателей j-го
типа.
- коэффициент пассивного волнового
сопротивления мотогондол двигателей j-го типа.
волновое сопротивление определяется
формулой
=0,05
+
- отвал поляры (39)
=Мcos
(42)
С
максимальный коэффициент волнового
сопротивления фюзеляжа для М
функция переменной 
, снимается
с графика 
находится
по формуле
(44)
критическое число Маха фюзеляжа.
для
фюзеляжа. Результаты расчёта коэффициента волнового сопротивления сводятся в
таблицу 6, и определяется коэффициент лобового сопротивления.
000,0060,0210,0410,065
0000,0030,01090,03
000,0006870,004950,011880,027218
000,01960,1420,2650,387
000,03270,3220,540,69
000,0069460,0683990,1147060,14657
00000,09630,247
00000,20,505
00000,047650,1203
00000,135450,279
00000,310,56
00000,71880,12985
000,0017480,0113950,03227
0,060
0,02150,02150,0232480,03290,053770,0815
=С
+С
(45)
,
,С
;
,
, С
;
=
- эффективный коэффициент подъёмной
силы крыла. (47)
,
являются функциями от 
и 
соответственно
и находятся по формуле
.
определяют
полную величину отвала поляры
С
.
для числа
Маха крейсерского полета
. При М=0,74=0,1483
1/град.
=0,1005
до 
по
уравнению
, (48)
- угол нулевой подъемной силы,
выбираемый из характеристик профиля крыла, град.
:
.
рассчитываются
по полученным в предыдущем подразделе значениям коэффициента подъемной силы и заносятся
в таблицу 9 .
производится
по формуле
, (49)
и принимаются
для соответствующих углов атаки из таблицы 9.
также
занесем в таблицу 9.
изображаются на одном совмещённом графике.
Однако в расчете взлетно-посадочной
поляры есть одна особенность: вследствие отсутствия данных о взлетно-посадочной
скорости самолета-прототипа, принимаем число Маха на взлете и посадке, равное 
15. Отсюда
находим, что взлетно-посадочная скорость равна 
. Расчетная высота Н приравнивается
к нулевой, соответственно для этой высоты выбираются другие данные из
стандартной атмосферы. Во всем остальном расчет подобен расчету для
докритических скоростей самолета. Максимальный коэффициент подъемной силы для
взлетно-посадочного режима получает обозначение 
. Построение взлетно-посадочной
поляры аналогично построению докритической поляры.
и 
, то число Рейнольдса, определенное
по формуле (15) будет равно
;
;
.
, по
которому, в свою очередь определим удвоенный коэффициент сопротивления трения
плоской пластинки 
;
; Для
каждого участка:
,
,
.
,=0,172,
.
,
.
.
будет
=0,0015,
=0,002, 
=0,002.
.
; 
;
=0,3, по
формуле (17) имеемn=6,74, 
, 
, 2C
.
, получаем
из зависимости от Re:
. Поправка 
, а поправка
.
и 
по формуле
(20), получаем пассивное сопротивление фюзеляжа, равное
.
.
, получим 
.
.
, получим
.
получим
,
,
.
, 
. Поправки 
; 
.
и 
по формуле
(26), получаем
.
, Коэффициент
лобового сопротивления
4,5
.
до которого
строится взлетно-посадочная поляра определяется по формуле (32).
при
взлетно-посадочном числе Маха будет равен
.
,
, из формулы
(14) получаем формулу для расчета координат точек взлетно-посадочной поляры для
немеханизированного крыла
. (50)
до 
строится,
аналогично докритической поляре для крейсерского режима, методом ручной
аппроксимации. Точка определяется
по формуле (35).
.
для немеханизированного крыла
одинакова для обоих режимов. Расчет кривой для механизированного крыла
проводится для взлетного и посадочного режимов с использованием соответствующих
углов отклонения элементов механизации.
на
крейсерском режиме полета.
, определяем
производную коэффициента подъемной силы по углу атаки .
Зависимость приведена в учебном пособии .
, и преобразовывая выражение (39),
получим
. (51)
.
: 
;
: 
.
.
, угол отклонения закрылка на взлете
составляет 
, на посадке
. Кроме
того, на взлете и посадке используем предкрылок, относительный размах которого
равен
(52)
такой же,
как и у немеханизированного крыла. Изменения претерпевает лишь угол нулевой
подъемной силы.
, (53)
- зависимость производной от угла
отклонения и относительной хорды закрылка, град.;
- стреловидность крыла в области
закрылка по линии ¼
хорд,
град.
находится из справочной зависимости и для
нашего случая
, равна 
.
.
. (54)
.
, (55)
- производная коэффициента подъемной
силы по углу атаки для крыла конечного размаха
;
- прирост угла нулевой подъемной
силы.
.
Суа mах
, (56)
- относительный размах предкрылков;
- относительный размах элеронов.
.
.
на линейном
участке и уменьшению .
,
- расстояние от задней кромки
закрылка до поверхности земли, м;
- средняя хорда крыла на участке,
обслуживаемом закрылком, м.
определяем
прирост коэффициента подъемной силы вблизи земли 
, являющийся функцией от 
, получаем 
.
определяем уменьшение максимального
коэффициента подъемной силы обусловленное близостью земли и выражаемое через
величину 
. Получаем,
что при отклоненных во взлетное положение закрылках 
.
, (57)
- максимальный коэффициент
подъемной силы вдали от земли без учета предкрылка.
.
.
.А в целом
расчет проводим по тем же формулам, что и в предыдущем пункте.
будет равна
.
.
, определяемому
по формуле
и равному
на линейном
участке на величину 
.
. С учетом этого 
и тогда
максимальный коэффициент подъемной силы при отклоненных в посадочное положение
закрылках без учета влияния закрылка и с учетом влияния земли будет равен
, (58)
- минимальный коэффициент лобового
сопротивления самолета для крейсерского режима полета;
- коэффициент лобового
сопротивления шасси;
- прирост сопротивления при
отклонении закрылка, определяемый в зависимости от
, сопротивлением предкрылков
пренебрегаем.
и , 
.
, (59)
- суммарная площадь лобового
сечения всех колес, .
Cxа ш=
,
из формулы
(58)
.
, (60)
- минимальный коэффициент лобового
сопротивления самолета для взлетно-посадочного режима;
- эффективное удлинение крыла
вблизи земли.
определяется
по формуле
. (61)
, получаем
.
для
механизированного крыла с учетом влияния земли находится следующим образом
. (62)
будем иметь
.
используются
при расчете координат точек соответствующей поляры.
, (63)
- отношение расстояния линии ¼ средней
хорды до земли к размаху крыла.
.
.
, получим
формулу для расчета поляры на взлетном режиме с механизированным крылом, с
учетом влияния земли
. (65)
.
(при )
.
на режиме
посадки для механизированного крыла без учета влияния земли и с учетом
получим
равным
.
. (66)
на режиме
посадки для механизированного крыла с учетом влияния земли определяем по
формуле (62) и с учетом 
будем иметь
.
. (67)
.
. (68)
состоит из
двух частей: линейной и криволинейной. График строится до максимального
значения 
,
определяемое как
, (69)
- максимальный коэффициент
подъемной силы для механизированного крыла на взлетном режиме с учетом влияния
земли формула (57).
, получаем
.
,
- максимальная взлетная масса
самолета;
- ускорение свободного падения.
самолет
сможет оторваться от ВПП и реализовать взлет.
зависимость минимального
коэффициента лобового сопротивления от числа Маха.
зависимость коэффициента подъемной
силы от числа Маха.
, , , рассчитаны
и построены зависимости коэффициента подъемной силы механизированного крыла на
взлете и посадке, без учета и с учетом влияния земли. Для наглядности все
зависимости помещены на одном рисунке А.3.Из этих зависимостей можно увидеть
приращения коэффициента подъемной силы на взлете и посадке в результате
применения механизации и уменьшения максимального коэффициента подъемной силы в
результате близости земли. Так же из этого рисунка можно увидеть изменение угла
атаки, в результате действие тех или иных факторов. Кроме того, в этом разделе
произведен расчет взлетных и посадочных поляр для механизированного крыла. Из
этих графиков можно увидеть увеличение коэффициентов лобового сопротивления и
подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации крыла.
Рассчитана зависимость подъемной силы от угла атаки на режиме взлета для
механизированного крыла и с учетом влияния земли. График этой зависимости
представлен в приложении А, рисунок А.7. Из данной зависимости определены
допустимый и критический углы атаки на взлете для рассчитываемого самолета.
Кроме того из графика можно определить максимальную и допустимую подъемные
силы: 
; 
. Также из
графика видно, что допустимая подъемная сила больше силы тяжести при
максимальной взлетной массе, это означает, что самолет сможет произвести взлет.
13,08,минимальный
коэффициент лобового сопротивления 
0,0215. Максимальный коэффициент
подъемной силы на режиме взлета 
1,954. Для обеспечения взлета
уменьшен на 20% максимальный взлетный вес самолета-прототипа.