Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
Расчет и построение аэродинамических характеристик самолета необходимо начинать с выбора профиля крыла, хвостового оперения и оценки числа Маха. 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 За расчетное критическое число Маха самолета принимается самое минимальное значение критического числа Маха отдельных агрегатов самолета (крыло, фюзеляж, оперение и др.). Критическое число маха крыла определим по формуле Максимальный коэффициент подъемной силы, до которого строится поляра, определяется как , (32) где - коэффициент, показывающий зависимость максимального коэффициента подъемной силы от удлинения крыла и числа Маха полета;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. 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 , , , 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. Из этих графиков можно увидеть увеличение коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации крыла.
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».
АН-225 «Мрия» (с украинского мрія - 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 », потребовался самолет способный перевезти его и компоненты для сборки у стартовой площадки. В тот момент не было в СССР самолета способного полностью справиться сданной задачей, поэтому был дан приказ разработать и собрать самолет сверхбольшой грузоподъемности. За это дело в 1984 году взялось ОКБ им. О. К. Антонова. И к 21 декабря 1988 года самолет АН-225 «Мрия» совершил свой первый полет. При проектировке самолета АН-225 за основу был взят другой самолет АН-124 «Руслан» , поэтому Мрия очень похожа на Руслан (это, кстати, очень уменьшило стоимость разработки самолета).
Самолет АН-225 Мрия представлял собой шестимоторный турбореактивный высокоплан со стреловидным крылом и двухкилевым оперением. Двойное хвостовое оперение было сделано изза того, что изначально Мрия планировалась, как первая ступень при старте Бурана и ракетоносителя Энергия. АН-225 имел 6 двигателей Д-18Т способных поднять в воздух груз весом в 250 тонн и развивать крейсерскую скорость 800 км/ч. Также Мрия имела большой грузовой отсек, который имеет размеры 43 м в длину, 6,4 м в ширину и 4,4 м в высоту, способный вместить 50 легковых автомобилей. Над грузовым отсеком находилась кабина для шести человек сменного экипажа и 88 человек, сопровождающих груз. Для грузов, у которых очень большие габариты, АН-225 имеет систему крепления для перевозки грузов на фюзеляже (где ранее крепился Буран). Всего было заложено на строительство два самолета. К 1994 году, когда космическая программа «Буран» уже была закрыта, самолет был разобран и отправлен на запчасти для Русланов. Но к счастью в 2001 году самолет был снова собран и продолжил свои полеты, а второй на данный момент готов на 70 %.
Характеристика на самолет АН-225 Мрия: Длина - 84 м Высота - 18,1 м Размах крыла - 88,4 м Площадь крыла - 905 кв.м Грузовая кабина: длина - 43 м высота - 4,4 м ширина - 6,4 м Масса: взлетная - 640 тонн максимальная масса груза - 250 тонн Двигатели - 6 турбореактивных Д-18Т Скорость - 800км/ч Дальность полета - 15400 км Практический потолок - 11000 м Пассажировместимость - 88 человек Экипаж - 7 человек Произведено - 2 шт.
1. Построение докритической поляры
Порядок данных расчетов представлен в учебном пособии.
Расчет и построение аэродинамических характеристик самолета необходимо начинать с выбора профиля крыла, хвостового оперения и оценки числа Маха.
1.1 Выбор профиля крыла и оперения
Профилем крыла и оперения называют местное сечение крыла или оперения плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета.
Выбор профиля определяется типом самолета, его скоростным диапазоном. Геометрическими характеристиками профиля крыла являются: - относительная толщина ;
- 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
Диапазон чисел Маха Относительная толщина профиля
Крыло ГО ВО
0,12-0,150,06-0,120,06-0,12
0,10-0,120,06-0,080,06-0,08
0,07-0,100,03-0,040,03-0,04
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)
1.2.1 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;
S - Площадь крыла - площадь проекции крыла на базовую плоскость самолета, ;
g - 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
, (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 : 2С =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 в зависимости от расположения крыла
Схема Высокоплан Среднеплан Низкоплан
0,90,70,5
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
.
- площадь подфюзеляжной части
Тогда .
Расчет пилона проводится по формуле
; ;
Принимаем, что для пилона =0,3, оп формуле (17)имеем n=6,15, , , 2C
1.6 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа
Пассивное сопротивление фюзеляжа определяется формулой
, (20) где - 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.
Число Рейнольдса для фюзеляжа определяется по следующей формуле щей формуле
; (21)
. (принимаем )
Поправку, учитывающую влияние удлинения фюзеляжа на трение определим из графика функции , . Поправку, учитывающую влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа определим из графика функции , . Принимая относительное удлинение носовой части фюзеляжа, равное
, (22) где - длина носовой части фюзеляжа, м;
, Площадь миделя фюзеляжа вычисляется по формуле
; (23)
.
Площадь омываемой поверхности фюзеляжа определим из формулы
; (24)
.
Поправка учитывающая отличие фюзеляжа от тела вращения, при приближенных расчетах принять равной
Коэффициент сопротивления давления носовой части фюзеляжа
- определяется по рисунку 19( источник 2). .
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 , 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)
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 . Исходя из этих данных определим число Рейнольдса по формуле (15)
.
Вычисляя удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки, получим ; =0
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.
n=6,19, , .
1.8 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления гондол двигателя
Пассивное сопротивление гондол двигателя определяется, как и для фюзеляжа
. (26)
Число Рейнольдса для ракеты определяется по следующей формуле
; (27)
Поправки, учитывающие влияние удлинения гондолы и сжимаемости воздуха на сопротивление трения, принимают значения с учетом относительного удлинения носовой части гондолы
, (28) где - длина носовой части гондолы, м;
;
получим .
Площадь миделя гондолы
; (29)
.
Площадь омываемой поверхности гондолы
(30)
Принимаем =0, 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
. (31)
Таблица 3 - Сводка лобовых сопротивлений
Наименование части самолета Колво п, шт. Площадь в плане или миделя , Коэффициент лобового сопротивления Доля от
Максимальный коэффициент подъемной силы, до которого строится поляра, определяется как , (32) где - 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.
Таблица 4 - Коэффициент, зависящий от сужения крыла
1,002,003,004,00
0,900,940,930,92
Коэффициент берется из графических зависимостей характеристики профиля при М=0,74; =0,13и равен . Сужение крыла определяется по формуле
, (33) где - центральная хорда крыла, м;
- концевая хорда крыла, м, .
Из таблицы 4, проводя интерполирование, получаем . c=33 .
.
Координаты точек поляры рассчитываются по формуле (14). Коэффициент подъемной силы принимаем равный . Эффективное удлинение крыла , учитывающее прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки, определяется по следующей формуле
, (34) где - геометрическое удлинение крыла.
, .
Тогда уравнение для расчета координат докритической поляры примет вид
(35)
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 до строится методом ручной аппроксимации. Точка определяется по формуле
. (36)
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.
C = C C C C (37)
Волновое сопротивление складывается из пассивного волнового сопротивления и индуктивно-волнового.
C -коэффициент лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе без учета волнового сопротивления;
C - коэффициент индуктивного сопротивления самолета без учета индуктивно-волнового сопротивления;
C - коэффициент волнового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе ;
C -коэффициент индуктивно-лобового сопротивления самолета;
C =C C C C
Тогда формула волнового сопротивления самолета принимает вид
C -коэффициент волнового сопротивления крыла при нулевой подъемной силе.
C ,C - коэффициент пассивного волнового сопротивления ГО и ВО.
C - коэффициент пассивного волнового сопротивления фюзеляжа
- число мотогондол двигателей j-го типа.
- коэффициент пассивного волнового сопротивления мотогондол двигателей j-го типа.
Если волновое сопротивление определяется формулой
Эмпирические константы равны =0,05
Где B= - отвал поляры (39)
Эффективные значения числа Маха и относительной толщины профиля определяются по формулам
M =Mcos (42)
Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле
С С
Где С максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа для М функция переменной , снимается с графика
Переменная находится по формуле
(44) где М критическое число Маха фюзеляжа.
Расчет коэффициента волнового сопротивления подвесной ракеты и контейнерного комплекса РЭБ проводится аналогично расчету коэффициента С для фюзеляжа. Результаты расчета коэффициента волнового сопротивления сводятся в таблицу 6, и определяется коэффициент лобового сопротивления.
Таблица 6 - Расчет лобового сопротивления при нулевой подъемной силе
Величина Число Маха
М 0,7 0,75 0,8 0,85 0,9 0.95
С 000,0060,0210,0410,065
С 0000,0030,01090,03
С 000,0006870,004950,011880,027218
000,01960,1420,2650,387
000,03270,3220,540,69
С 000,0069460,0683990,1147060,14657
00000,09630,247
00000,20,505
С 00000,047650,1203
00000,135450,279
00000,310,56
C 00000,71880,12985
С 000,0017480,0113950,03227 0,060
С 0,02150,02150,0232480,03290,053770,0815
Где С =С С
Расчет отвала поляры проводится в следующей последовательности.
Определяется увеличение отвала поляры
(45)
прирост отвала поляры прямого крыла, (46) определяется по действительным значениям М , ,С ;
прирост отвала поляры скользящего крыла, определяется по эффективным значениям М , , С ;
С = - эффективный коэффициент подъемной силы крыла. (47)
, являются функциями от и соответственно и находятся по формуле
.
Получив значения увеличения отвала поляры определяют полную величину отвала поляры
Расчет отвала поляры сводится в таблицу 7.
Таблица 7 - Расчет отвала поляры при закритических числах Маха
По данным сводки лобовых сопротивлений самолета строится сетка закритических поляр для диапазона чисел Маха полета.
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 для числа Маха крейсерского полета . При М=0,74 =0,1483 1/град.
По формуле (32) находим =0,1005
Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки рассчитываются для диапазона от до по уравнению
, (48) где - угол нулевой подъемной силы, выбираемый из характеристик профиля крыла, град.
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 рассчитываются по полученным в предыдущем подразделе значениям коэффициента подъемной силы и заносятся в таблицу 9 .
Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки
Расчет координат точек зависимости производится по формуле
, (49) где значения и принимаются для соответствующих углов атаки из таблицы 9.
Для наглядности результат расчетов зависимости также занесем в таблицу 9.
Полученные зависимости С изображаются на одном совмещенном графике.
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 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.
Рассмотрим крыло. Так как и , то число Рейнольдса, определенное по формуле (15) будет равно ; ; .
Условие (16) из пункта 1.5. используем для определения , по которому, в свою очередь определим удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки
Итак, по формуле (17) пункта 1.5 имеем
;
Определим ; Для каждого участка: , , .
Для первого участка имеем , =0,172, .
Для второго , .
Для третьего .
Тогда для каждого участка будет равен: =0,0015, =0,002, =0,002.
Определяя профильное сопротивление крыла по формуле (18), получим
.
Расчет пилона проводится по формуле
; ;
Для пилона принято =0,3, по формуле (17) имеемn=6,74, , , 2C
Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа
Пассивное сопротивление фюзеляжа определим, пользуясь формулой (20).
Число Рейнольдса для фюзеляжа определим по формуле (21)
.
Принимая , получаем из зависимости от Re : . Поправка , а поправка .
Тогда при значениях и по формуле (20), получаем пассивное сопротивление фюзеляжа, равное
.
Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения
Вычислим число Рейнольдса для горизонтального оперения по формуле (15), получаем
.
Принимая , получим .
Минимальный коэффициент лобового сопротивления горизонтального оперения определим из соотношения (25)
.
Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения
Вычисляя число Рейнольдса при , получим
.
Тогда вычислив, значение получим
, ,
Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы.
Пассивное сопротивление мотогондолы определим по формуле (26). Число Рейнольдса для ракеты формуле (27) примет вид: .
При , . Поправки ; .
Тогда с учетом и по формуле (26), получаем
.
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 Колво п, шт. Площадь в плане или миделя , Коэффициент лобового сопротивления
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
4,5
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 до которого строится взлетно-посадочная поляра определяется по формуле (32).
Коэффициент при взлетно-посадочном числе Маха будет равен
.
,
Принимая , из формулы (14) получаем формулу для расчета координат точек взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла
. (50)
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 до строится, аналогично докритической поляре для крейсерского режима, методом ручной аппроксимации. Точка определяется по формуле (35).
График взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла представлен в приложении А, рисунок А.1.
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 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.
Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла
Расчет проводится аналогично расчету зависимости на крейсерском режиме полета.
Из графических зависимостей для выбранного профиля крыла (Кларк УН-13), в зависимости от числа Маха на взлетно-посадочном режиме , определяем производную коэффициента подъемной силы по углу атаки . Зависимость приведена в учебном пособии .
Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки строится по уравнению (39). Определяя из характеристик профиля угол нулевой подъемной силы , и преобразовывая выражение (39), получим
. (51)
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 , угол отклонения закрылка на взлете составляет , на посадке . Кроме того, на взлете и посадке используем предкрылок, относительный размах которого равен
(52)
Принимается, что при отклонении закрылков наклон такой же, как и у немеханизированного крыла. Изменения претерпевает лишь угол нулевой подъемной силы.
Величина прироста угла нулевой подъемной силы определяется по формуле
, (53) где - зависимость производной от угла отклонения и относительной хорды закрылка, град.;
относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылком;
- стреловидность крыла в области закрылка по линии ? хорд, град.
Зависимость производной от угла отклонения и относительной хорды закрылка находится из справочной зависимости и для нашего случая
, равна .
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
. (54)
Численно он равен
.
Прирост на линейном участке находится по формуле
, (55) где - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки для крыла конечного размаха ;
- прирост угла нулевой подъемной силы.
Подставляя числовые значения, получим
.
Далее рассчитаем максимальный коэффициент подъемной силы
Построение кривой Сумах(?), при отклоненной на определенный угол механизации ведется до значения Суамах определяемого как Суа мах=Суа мах0 Суа махмех;
Суа мах=1,285 0,316=1,616
Линейный участок кривой строится до значения
Суадоп Суа мах
Суадоп=0,85 1,616=1,37
Влияние предкрылка выражается в приращении значения максимального коэффициента подъемной силы на величину
, (56) где - относительный размах предкрылков;
- относительный размах элеронов.
Относительный размах элеронов равен
.
.
Близость земли также оказывает влияние на взлетно-посадочные характеристики самолета. Оно приводит к увеличению на линейном участке и уменьшению .
Вначале определяем относительное расстояние от задней кромки закрылка до поверхности земли по формуле
, где - расстояние от задней кромки закрылка до поверхности земли, м;
- средняя хорда крыла на участке, обслуживаемом закрылком, м.
По справочной зависимости определяем прирост коэффициента подъемной силы вблизи земли , являющийся функцией от , получаем .
По другой справочной графической зависимости определяем уменьшение максимального коэффициента подъемной силы обусловленное близостью земли и выражаемое через величину . Получаем, что при отклоненных во взлетное положение закрылках .
Уменьшение максимального коэффициента подъемной силы оценивается формулой
, (57) где - максимальный коэффициент подъемной силы вдали от земли без учета предкрылка.
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 .А в целом расчет проводим по тем же формулам, что и в предыдущем пункте.
Величина прироста угла нулевой подъемной силы с учетом будет равна
.
Угол нулевой подъемной силы по формуле (54) равен
.
С учетом , определяемому по формуле и равному
Влияние близости земли выразится в увеличении на линейном участке на величину .
Так как при отклоненных в посадочное положение закрылках примет значение . 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
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
, (58) где - 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.
При и , .
Коэффициент лобового сопротивления шасси с передней стойкой вычисляют по следующей формуле
, (59) где - суммарная площадь лобового сечения всех колес, .
Получаем
Сха ш=1,5 Сха ш= , тогда с учетом из формулы (58)
.
Формула для расчета координат точек взлетной и посадочной поляр имеет вид
, (60) где - минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета для взлетно-посадочного режима;
- эффективное удлинение крыла вблизи земли.
Для механизированного крыла величина определяется по формуле
. (61)
Тогда с учетом , получаем
.
Величина для механизированного крыла с учетом влияния земли находится следующим образом
. (62)
С учетом будем иметь
.
Полученные значения используются при расчете
Вывод
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.
Произведен расчет закритических поляр. Построена сетка закритических поляр.
Рассчитана и построена взлетно-посадочная поляра для немеханизированного крыла.
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 , , , 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.
Расчетным путем получены: на крейсерском режиме полета при М=0,7 максимальное аэродинамическое качество 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.
Список литературы
1. www.cardarmy.ru
2. Фролов В. А. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов: Учебное пособие. - Самар. гос. аэрокосмич. ун-т. Самара,2000.
3. 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.
Размещено на .ru
Вы можете ЗАГРУЗИТЬ и ПОВЫСИТЬ уникальность своей работы
