Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.
Самолет BAE.146 Statesman (STA) предназначен для воздушных перевозок личного состава и грузов, посадочного и парашютного десантирования войск и боевой техники. Он разработан фирмой British Aerospace в конце 80-х годов на базе серийно выпускаемого пассажирского самолета. Впервые самолет был продемонстрирован в 1988 году на авиасалоне в Фарнборо (Великобритания). Самолет имеет высокорасположенное стреловидное крыло, на пилонах которого смонтированы четыре турбовентиляторных двигателя ALF502 английской фирмы Лайкоминг, отличающиеся высокой экономичностью и малой тепловой и шумовой сигнатурой. Для погрузки крупногабаритных грузов в задней части фюзеляжа слева по борту имеется грузовой люк размером 3,33х1,95 м, однако фирма намечает выпустить и модификацию с люком и погрузочной рампой, что значительно облегчит погрузку в самолет колесной и гусеничной техники.Для 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. С этой целью на крыле выделяются элементы, на основании излома задней кромки или часть поверхности крыла, обдуваемая воздушными винтами [2, стр.5, рис.2а]. Так как на крыле всего один излом по задней кромке, то на консоли крыла получается два участка и тогда их средние аэродинамические хорды равны: Среднюю хорду каждого участка можно определить как полусумму начальных и концевых хорд каждого участка: (4) где - хорда начала участка; Так как на крыле только излом по задней кромке, то на консоли крыла получается два участка и тогда их средние геометрические хорды равны: Площадь каждого участка определяется в графическом редакторе Компас: 1.2 Расчет основных геометрических характеристик фюзеляжаПри 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: , (12) где - скорость крейсерского полета, ;За расчетное критическое число Маха самолета принимается минимальное значение критических чисел маха отдельных агрегатов самолета: (13) Критическое число Маха крыла определяется по формуле: , (14) где - коэффициент подъемной силы крыла, берется из [2]; Коэффициент подъемной силы крыла определяется из условия установившегося горизонтального полета через отношение: (15), где - средняя полетная масса, которая определяется как разница между взлетной массой самолета и половины запаса топлива, ; Критическое число Маха фюзеляжа вычисляется по формуле: , (16) где - удлинение фюзеляжа. Расчет критического числа Маха оперения производится по формуле (14) при .Из выражения формулы (15) 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. 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 Из формулы (21) определим еще две относительные координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный и выберем из этих трех минимальную.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 . Из формулы (21) определим еще две относительные координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный и выберем из этих трех минимальную. Пассивное сопротивление фюзеляжа определим, пользуясь формулой (26).Число Рейнольдса для фюзеляжа определим по формуле (27) По формуле (29) относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный равна: Найдем по графику удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки для первого участка при : . По формуле (29) относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный равна: Найдем по графику удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки для первого участка при : .Волновое сопротивление складывается из пассивного волнового сопротивления и индуктивно-волнового Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета вычисляется по приближенной формуле Коэффициент волнового сопротивления крыла определяется следующим образом коэффициент волнового сопротивления прямого крыла, снимается с зависимости коэффициент волнового сопротивления скользящего крыла, снимается с зависимости Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формулеРасчет взлетно-посадочных характеристик сам
Вы можете ЗАГРУЗИТЬ и ПОВЫСИТЬ уникальность своей работы
