История создания самолета, его массо-геометрические и летно-технические характеристики. Аэродинамические характеристики профиля RAF-34. Определение оптимальных параметров движения. Балансировка и расчет аэродинамических параметров заданного вертолета.
Применительно к самолету, движение которого в значительной степени определяется аэродинамическими силами. Без знания динамики полета невозможно спроектировать, изготовить и грамотно эксплуатировать самолет, отвечающий заданным техническим требованиям. Динамика полета современных самолетов - постоянно обновляющаяся научная дисциплина, позволяющая решать задачи анализа и исследования важнейших характеристик самолетов на всех этапах их создания, испытания и эксплуатации. Цели (для самолета): Определение параметров движения самолета, величин внешних сил и моментов, действующих на самолет, и законов их изменения во времени, при движении самолета по траектории с учетом и без движения вокруг центра масс. Пустым самолет весит 3170 килограмм, а с полезной нагрузкой 4840 килограмм, он развивал крейсерскую скорость в 193 км/ч, что в те времена было большим достижением для самолета с тремя двигателями.Определить движение самолета - значит определить все его параметры полета: положение самолета, его скорость, высоту, ускорение, угловую скорость и т.п. в каждый момент времени в заданной системе координат [4]. Они определяются при решении уравнений движения центра масс и зависят от сил, действующих на самолет (рисунок 6). Эти параметры определяются при решении уравнении вращательного движения относительно центра масс и зависят от моментом, действующих на самолет. сила тяжести на i-м шаге решения, - функция от высоты на i-м шаге решения, - функция плотности от высоты на i-м шаге решения, - тяга двигателей на i-м шаге решения, - угол атаки самолета на i-м шаге решения, - сила трения на i-м шаге решения, - силы реакции опоры на i-м шаге решения, - угол между горизонтом и вектором скорости V на i-м шаге решения, - суммарная скорость на i-м шаге решения, - скоростной напор на i-м шаге решения, - сила лобового сопротивления на i-м шаге решения, - подъемная сила на i-м шаге решения. статический момент от стабилизатора, - динамический момент от стабилизатора, возникающий изза приращения к углу атаки (см. рисунок 18) и оказывающее демпфирующее воздействие при вращении самолета, - статический момент от руля высоты, - коэффициент нормальной силы статического момента на рулях высоты, - угол атаки руля высоты (рисунок 17), - угол отклонения руля высоты от начально положения, - коэффициент нормальной силы статического момента на стабилизаторе, - коэффициент нормальной силы динамического момента на стабилизаторе, - приращение к углу атаки на стабилизаторе (рисунок 18), м - расстояние от центра масс самолета до центра давления хвостового оперения, м2 - площадь руля высоты, м2 - площадь стабилизатора, кг/м3 - момент инерции самолета относительно оси OZ, - угловая скорость вращения самолета вокруг его центра масс в плоскости XY.%Начальные условия m=4840;%масса самолета р0=1.25;%плотность воздуха при y=0 f=0.02;%коэффициент трения сухого бетона dt=0.1;%шаг интегрирования g0=9.8;%ускорение свободного падения при y=0 N(i)=m*g(i) - Y(i)*cos (teta(i)) X(i)*sin (teta(i)) - P(i)*sin (Phi(i)); ay(i)=(P(i)*sin (Phi(i)) - m*g(i) - X(i)*sin (teta(i)) Y(i)*cos (teta(i)))/m; ax(i)=(P(i)*cos (Phi(i)) - X(i)*cos (teta(i)) - Y(i)*sin (teta(i)) - Ftr(i))/m; Vy (i 1)=Vy(i) (P(i)*sin (Phi(i)) - m*g(i) - X(i)*sin (teta(i)) Y(i)*cos (teta(i)))*dt/m;Ls=9.23; %расстояние между центром масс и центром давления стабилизатора delr0=-20*pi/180;%угол отклонения рулей g0=9.
Введение
самолет вертолет аэродинамический
Динамика полета - раздел механики, в котором изучается движение летательных аппаратов в атмосфере. Применительно к самолету, движение которого в значительной степени определяется аэродинамическими силами. Динамика полета рассматривает вопросы, связанные с исследованием траектории движения самолета, его устойчивость и управляемость. В своих методах исследования динамика полета опирается на основные положения теоретической механики, аэродинамики, теории двигателей, теории автоматического управления и других дисциплин. Без знания динамики полета невозможно спроектировать, изготовить и грамотно эксплуатировать самолет, отвечающий заданным техническим требованиям.
Динамика полета современных самолетов - постоянно обновляющаяся научная дисциплина, позволяющая решать задачи анализа и исследования важнейших характеристик самолетов на всех этапах их создания, испытания и эксплуатации.
Цели (для самолета): Определение параметров движения самолета, величин внешних сил и моментов, действующих на самолет, и законов их изменения во времени, при движении самолета по траектории с учетом и без движения вокруг центра масс.
Задачи (для самолета): 1. Пересчитать аэродинамических характеристик профиля крыла самолета, на крыло конечного размаха.
2. Определить минимальную тягу.
3. Составить систему дифференциальных уравнению, описывающих движение самолета.
4. Замена системы дифференциальных уравнению, описывающих движение самолета на систему алгебраических уравнений, с помощью, численных методов.
5. Решение системы алгебраических уравнений описывающих движение самолета.
Цели (для вертолета): Определить аэродинамические характеристики фюзеляжа вертолета с учетом вращающегося несущего винта, записать системы уравнений продольной и поперечное балансировок вертолета
Задачи (для вертолета): 1. Построить 3D модель фюзеляжа вертолета и лопастей несущего винта.
2. Построить сетку из конечных элементов для фюзеляжа и лопасти.
3. «Продуть» лопасть в программном пакете «ANSYS CFX».
4. Перенести поле скоростей от лопасти в модель фюзеляжа.
5. «Продуть» фюзеляж в программном пакете «ANSYS CFX».
6. С помощью выражений нормальной и продольной сил вычислить коэффициенты нормальной и продольной сил.
7. Вычислить коэффициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления из коэффициентов нормальной и продольной сил.
1. Самолет
1.1 История создания самолета, его массо-геометричекие и летно-технические характеристики
Прототип самолета Vickers Viastra Mk.I совершил свой первый полет 1 октября 1930 года. Это был десятиместный пассажирский самолет оснащенный тремя двигателями Armstrong Siddeley Lynx Major мощностью 270 л.с. После испытаний самолет значительно модернизировали, заменив три двигателя на два более мощных Bristol Jupiter XIF (520 л.с.) и расширив пассажирскую кабину еще на два места.
Viastra Mk.I это цельнометаллический моноплан, главной особенность которого является использование трех двигателей Armstrong Siddeley Lynx Major мощностью 270 л.с. Два двигателя довешаны на крыльях, третий встроен в носовую часть самолета.
Крылья самолета прямоугольные и обшиты гофрированным металлом в них же находятся топливные баки, рассчитанные на полет до 480 км. при крейсерской скорости. Основную нагрузку в крыле воспринимают лонжероны, которые на фланцах имеют дюралюминиевые полосы для компенсации местных напряжений. Центральные части крыльев соединены с фюзеляжем двумя трубами
В основе фюзеляжа лежит скелетный каркас, который подкреплен дюралюминиевой приклепанной обшивкой для большей устойчивости. Каркас состоит из Т-образных лонжеронов. Пол кабины укрепляется поперечными опорами.
Пустым самолет весит 3170 килограмм, а с полезной нагрузкой 4840 килограмм, он развивал крейсерскую скорость в 193 км/ч, что в те времена было большим достижением для самолета с тремя двигателями.
Самолет поставлялся австралийской авиакомпании Western Australian Airways в 1931 году. Последний из австралийских Viastra был списан в 1936 года. Вслед за первыми серийными самолетами, последовали несколько модификаций выполненных на заказ. Такими были Viastra Mk.VI с одним двигателем Jupiter XIF, и Viastra Mk.X, построенный специально по заказу Принца Уэльского, летавшего на нем до 1934 года [1].
Таблица 1 - Массо-геометричекие и летно-технические
Параметр Значение
Длина, м 13,89
Размах крыльев, м 21,33
Высота, м 4,12
Площадь крыла, м2 69,2
Колво членов экипажа 2
Колво пассажиров 12
Крейсерская скорость, м/с 53,61
Максимальная скорость, м/с 62,5
Скороподъемность, м/с 4,93
Максимальная дальность полета, км 500
Масса пустого, кг 3536
Взлетная масса, кг 4840
Максимальная взлетная масса, кг 4950
Мощность двигателей, л.с 3*270
Профиль крыла Raf-34
Рисунок 1 - Геометрические характеристики самолета
1.2 Аэродинамические характеристики профиля RAF-34
Профиль является не симметричным. Его модификации использовались в крыльях самолетов Ту-4, ТИ-28, в британском транспортном планере General Aircraft G.A.L.49 Hamilcar.
Рисунок 2 - Профиль Raf-34
Рисунок 4 - Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления профиля
Рисунок 5 - Качество профиля
Таблица 2 - Аэродинамические характеристики[2] ?, град Cy Cx К
0 0,06 0,015 4
8 0,63 0,04 15,8
16 1,02 0,1 9,3
20 0,84 0,2 4,2
24 0,67 0,32 2,1
Список литературы
1 Журнал «Flight» - 26 сентября, 1930.
2 Кравец А.С. Характеристики авиационных профилей - М. «Государственное издательство оборонной промышленности», 1939 - 213 с.
3 Бочкарев А.Ф. Аэромеханика самолета/ Андреевский В.В. - М. «Машиностроение», 1985 - 361 с.
4 Байдаков В.Б. Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов/ Клумов А.С. - М. «Машиностроение», 1979 - 342 с.
5 Флетчер К. Вычислительные методы в динамике жидкостей ч. 1 - М. «Мир», 1991 - 505 с.
6 Н.С. Бахвалов Численные методы/ Н.П. Жидков, Г.М. Кобельников - М. 1987 - 636 с.
