Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-124 "Руслан" - Курсовая работа

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-124 "Руслан" Выполнил студент группы 1401 Исаев А.Д. Проведено исследование аэродинамических характеристик самолета.7.1 Расчет характеристик подъемной силы 7.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла 7.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета 7.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки 7.1.4 Влияние близости Земли на режиме взлетаДля определения основных геометрических характеристик крыла используется базовая плоскость крыла, которая определяется как плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярна базовой плоскости самолета. Увеличение сужения ведет к уменьшению массы крыла, но повышает склонность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки. Сужение крыла определяется по формуле: , (2) здесь - центральная хорда крыла, которая определяется непосредственно с чертежа и умножением этого размера на масштабный коэффициент : - концевая хорда крыла: , . Эффективное удлинение крыла учитывает прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки и определяется по формуле: (3) где - относительное удлинение крыла. Стреловидность крыла характеризуется углом, измеряемым между перпендикуляром к базовой плоскости самолета и линией, соединяющей точки, делящие местные хорды в определенном соотношении.В число основных геометрических характеристик фюзеляжа входят: - площадь миделя, ; Площадь миделя фюзеляжа определяется по формуле: , (4) где - диаметр фюзеляжа, который определяется непосредственно с чертежа и умножением этого размера на масштабный коэффициент : Относительное удлинение вычисляется по формуле: , (5) где - длина фюзеляжа, . Относительное удлинение носовой части вычисляется по формуле: (6) где - длина носовой части фюзеляжа, .В состав оперения входят горизонтальное (стабилизатор) и вертикальное оперение (киль).Площадь горизонтального оперения определяется непосредственно с чертежа и умножением этого размера на масштабный коэффициент : - центральная хорда горизонтального оперения, ; Относительное сужение горизонтального оперения определяется по формуле (2): . Определение аэродинамических характеристик горизонтального оперения выполняется на основе поэлементного расчета. С этой целью на горизонтальном оперении выделяются элементы, на основании излома задней кромки (рисунок 5).Площадь вертикального оперения определяется непосредственно с чертежа и умножением этого размера на масштабный коэффициент . Определение аэродинамических характеристик вертикального оперения выполняется на основе поэлементного расчета.Форма мотогондол отличается от формы фюзеляжа наличием входных и выходных отверстий для воздушного потока, поэтому чтобы использовать расчетные формулы для определения геометрических параметров, необходимо построить фиктивное тело мотогондолы (рисунок 7). В этом случае носовая часть фиктивного тела получается путем скругления образующих мотогондолы, хвостовая часть получается продолжением образующих до пересечения с осью симметрии в одной точке. Определение основных геометрических характеристик мотогондолы ведем аналогично фюзеляжу.Предназначение пилона состоит в креплении двигательной установки самолета и передаче всех силовых факторов с ее стороны на конструкцию самолета. Пилон, как и крыло, набирается их аэродинамических профилей. В число основных геометрических характеристик пилона входят: - - корневая хорда, м;При выборе профиля крыла и оперения будем ориентироваться по скорости самолета на крейсерском режиме полета. Скорость крейсерского полета, отнесенная к скорости звука на высоте крейсерского полета, дает число маха на данном режиме: , (10) где - скорость крейсерского полета, ;За расчетное критическое число Маха самолета принимается минимальное значение критических чисел маха отдельных агрегатов самолета: . (12)(13) где - коэффициент подъемной силы крыла, берется из [2]; поправка на удлинение, берется из [2, рисунок 8]; Коэффициент подъемной силы крыла определяется из условия установившегося горизонтального полета через отношение: , (14) где - средняя полетная масса, которая определяется как разница между взлетной массой самолета и половины запаса топлива, ;Критическое число Маха фюзеляжа рассчитывается по формулеКритическое число Маха мотогондолы вычисляется аналогично фюзеляжу.Расчет критического числа Маха оперения производится по формуле (13) при .Поправочные коэффициенты , так как ГО большого удлинения;Критическое число Маха самолета получилось равнымРасчет докритической поляры производится при числах Маха меньше критических. коэффициент подъемной силы, принимаемый для транспортных и пассажирских самолетов в пределах от 0,1 до 0,15 и для маневренных самолетов принимается равным нулю.

Содержание

Введение

1. Определение основных геометрических характеристик самолета

1.1 Расчет геометрических характеристик крыла

1.2 Расчет основных геометрических характеристик фюзеляжа

1.3 Оперение

1.3.1 Горизонтальное оперение

1.3.2 Вертикальное оперение

1.4 Мотогондолы двигателей

1.5 Пилон мотогондолы

2. Подбор профиля крыла и оперения

3. Определение критического числа Маха самолета

3.1 Расчет критического числа Маха крыла

3.2 Расчет критического числа Маха фюзеляжа

3.3 Расчет критического числа Маха мотогондолы

3.4 Расчет критического числа Маха оперения

3.4.1 Расчет критического числа Маха горизонтального оперения

3.4.2 Расчет критического числа Маха вертикального оперения

4.Расчет докритической поляры

4.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

4.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

4.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения

4.3.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения

4.3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения

4.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона

4.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы

4.6 Пассивное сопротивление самолета

4.7 Расчет координат докритической поляры

5. Расчет взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла

5.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

5.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения

5.3.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения

5.3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения

5.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона

5.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы

5.6 Расчет координат взлетно-посадочной поляры

6. Расчет сетки закритических поляр

6.1 Определение коэффициента волнового сопротивления крыла

6.2 Определение коэффициента волнового сопротивления фюзеляжа

6.3 Определение коэффициента волнового сопротивления мотогондолы

6.4 Расчет отвала поляры