Получение путем расчета аэродинамических характеристик самолета Ту-214 в диапазоне изменения высот и чисел Маха полета. Вычисление геометрических характеристик самолета. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения. Полетная докритическая поляра.
Ту-204 - российский среднемагистральный пассажирский самолет , разработанный в конце 1980-х - начале 1990-х в ОКБ Туполева для замены на авиалиниях пассажирского самолета Ту-154 . Ту-214 является модификацией Ту-204 с увеличенной до 110,75 тонн максимальной взлетной массой (103,0 тонн у Ту-204). Самолет имеет грузовую модификацию и сертифицирован по российским нормам АП-25. Также разработаны специальные модификации Ту-214: Ту-214ПУ (пункт управления), Ту-214СР (самолет-ретранслятор), Ту-214СУС (самолет - узел связи) - самолеты для администрации Президента РФ, оборудованные специальными средствами связи, а также Ту-214ОН (Открытое небо) - самолет с оборудованием для аэрофотосъемки, предназначен для выполнения наблюдательных полетов в рамках Договора по открытому небу. Находящиеся в эксплуатации модификации Ту-204 соответствуют требованиям ИКАО и Евроконтроля по вертикальному эшелонированию и точности навигации, без ограничений допущены к полетам в страны ЕС , а также выполняют регулярные рейсы по всему миру, включая страны Северной и Южной Америки.Основные геометрические характеристики определяются при помощи чертежа общего вида самолета.Удлинение крыла: , где S = 184,2 - характерная площадь крыла; Эффективное удлинение крыла составляет: ;Фюзеляж имеет цилиндрическую форму с диаметром поперечного сечения . Тогда площадь миделя фюзеляжа: . длина носовой части фюзеляжа.Удлинение ГО: , где S = 47,4 - характерная площадь ГО, l = 15,7 м - размах ГО.Удлинение ВО: , где S = 34,295 - характерная площадь ВО, l = 7,479 м - размах ВО.S = 3,549 - характерная площадь, l = 1,050 м - размах.Гондолы двигателей имеют в поперечном сечении круглую форму с диаметром , тогда площадь миделя гондолы двигателя:. Площадь омываемой поверхности гондолы двигателя находится по статистической формуле: .Площадь пилона двигателя: м2;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: , где Vкрейс - скорость крейсерского полета, м/с;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 минимальное значение критического числа Маха.Критические скорости для других частей самолета не рассчитываются, полученная критическая скорость сравнивается с крейсерской скоростью.Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла зависит от значения числа Рейнольдса: , где 182,962 - расчетная скорость, м/с; 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 турбулентныйКоэффициент профильного сопротивления горизонтального оперения определим по формуле: Определим коэффициент сопротивления горизонтального оперения с учетом интерференции и наличия щелей:Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле: , для этого найдем значение величины n: тогда .Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле: , для этого найдем значение величины n: тогда .Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле: , для этого найдем значение величины n: тогда .Найдем значение числа Рейнольдса для фюзеляжа: . Сопротивление фюзеляжа без надстроек можно определить по формуле: , где - коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа;Сопротивление гондол двигателей можно определить по формуле: , где - коэффициент, учитывающий влияние удлинения гондолы;Для подсчета общего сопротивления самолета сведем сопротивления отдельных частей ЛА в таблицу 1: Таблица 1 - Сводка сопротивлений отдельных частей самолетаДокритическая поляра строится по уравнению: , где - коэффициент минимального сопротивления самолета;Учитывая, что по условию закритические поляры рассчитываются в диапазонеПассивное волновое сопротивление крыла определяется по формуле: , где - относительная площадь скользящей части крыла, , - коэффициенты прямого и скользящего крыла; Расчет приводится в таблице 3: Таблица 3 Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле: ж . Максимальный коэффициент волнового сопротивления вычисляется по формуле: Критическое число Маха для фюзеляжа находится по формуле: ; Коэффициент пассивного волнового сопротивления для фиктивного тела вращения, представленного на рисунке 1, определяется по формуле: Рисунок 2 - Эскиз гондолы двигателя и фиктивного тела вращения, масштаб (1: 75)Индуктивно-волновое сопротивление вычисляется по формуле: , где увеличение отвала поляры рассчитывают следующим образом: . Расчеты отвала поляр оформлены в таблице 7: Таблица 7 Лобовые сопротивления сведены в таблицу 8: Таблица 8 Строим график зависимости коэффициента лобового сопротивления
План
Содержание
Реферат
Введение
1. Вычисление основных геометрических характеристик самолета
1.1 Определение геометрических характеристик крыла
1.2 Определение геометрических характеристик фюзеляжа
1.3 Определение геометрических характеристик горизонтального оперения
1.4 Определение геометрических характеристик вертикального оперения
1.5 Определение геометрических характеристик законцовок крыла
1.6 Определение геометрических характеристик гондолы двигателя
1.7 Определение геометрических характеристик пилонов двигателей
2. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения
3. Расчет полетной докритической поляры
3.1 Расчет критического числа Маха
3.2 Определение расчетной скорости
3.3 Расчет коэффициента крыла
3.4 Расчет горизонтального оперения
3.5 Расчет вертикального оперения
3.6 Расчет минимального лобового сопротивления законцовок крыла
3.7 Расчет пилонов двигателей
3.8 Расчет фюзеляжа
3.9 Расчет гондол двигателей
3.10 Сводка лобовых сопротивлений
3.11 Построение полетной докритической поляры
4. Расчет закритических поляр
4.1 Определение расчетных скоростей
4.2 Определение пассивного волнового сопротивления
4.3 Расчет отвала поляр и определение лобовых сопротивлений самолета
5. Расчет взлетно-посадочных характеристик
5.1 Построение характеристик подъемной силы немеханизированного крыла
5.2 Построение характеристик подъемной силы механизированного крыла
5.3 Влияние близости земли на характеристики подъемной силы механизированного крыла
5.4 Построение взлетной и посадочной поляр
5.5 Построение зависимости подъемной силы крыла от угла атаки
Заключение
Введение
Ту-204 - российский среднемагистральный пассажирский самолет , разработанный в конце 1980-х - начале 1990-х в ОКБ Туполева для замены на авиалиниях пассажирского самолета Ту-154 . Производится с 1990 года на заводе "Авиастар-СП" в Ульяновске , а также с 1996 года на КАПО имени С.П. Горбунова в Казани (модификация Ту-214).
Ту-214 является модификацией Ту-204 с увеличенной до 110,75 тонн максимальной взлетной массой (103,0 тонн у Ту-204). Максимальная коммерческая нагрузка увеличена до 25,2 тонн (21,0 тонн у Ту-204). Самолет имеет грузовую модификацию и сертифицирован по российским нормам АП-25. Серийно производится Казанским авиационным производственным объединением имени С.П. Горбунова. Первый полет на Ту-214 был осуществлен в 1989 году. Запущен в коммерческую эксплуатацию в 1997 году.
Также разработаны специальные модификации Ту-214: Ту-214ПУ (пункт управления), Ту-214СР (самолет-ретранслятор), Ту-214СУС (самолет - узел связи) - самолеты для администрации Президента РФ, оборудованные специальными средствами связи, а также Ту-214ОН (Открытое небо) - самолет с оборудованием для аэрофотосъемки, предназначен для выполнения наблюдательных полетов в рамках Договора по открытому небу.
Самолеты семейства Ту-204/214 отвечают всем современным требованиям по безопасности, шуму на местности и эмиссии вредных веществ. Находящиеся в эксплуатации модификации Ту-204 соответствуют требованиям ИКАО и Евроконтроля по вертикальному эшелонированию и точности навигации, без ограничений допущены к полетам в страны ЕС , а также выполняют регулярные рейсы по всему миру, включая страны Северной и Южной Америки.
Аналоги, производимые вне России - Boeing-757 и Airbus A321 .
Размеры
Размах крыла (м) 41,820
Длина самолета (м) 46,140
Высота самолета (м) 13,890
Площадь крыла (м^2) 184,2
Угол стреловидности крыла (град) Угол стреловидности крыла по линии ј хорд (град) 30 27
Диаметр фюзеляжа (м) 3,740
Тип, модель двигателя ТРДД, ПС-90А Количество двигателей 2
