Основные характеристики. Кафедра аэрогидродинамики

Кафедра аэрогидродинамики

Расчет аэродинамических характеристик самолета

Выполнил:

студент 334 группы

Самсонов Е.Н.

Проверил:

Клементьев В.А.

Самара 2005

Задание

Основной задачей курсовой работы является закрепление знаний по курсу «Аэродинамика», а именно расчетным путем получить аэродинамические характеристики самолета в заданном диапазоне высот и чисел Маха.

По заданным тактико-техническим данным произвести подбор профиля крыла и оперения, рассчитать докритическую поляру на крейсерском режиме полета.

Рассчитать полетные характеристики самолета, построить графические зависимости коэффициента подъемной силы, коэффициента лобового сопротивления, аэродинамического качества от угла атаки.

Построить взлетно-посадочную поляру для механизированного крыла.

Произвести расчет взлетно-посадочных характеристик самолета. Построить зависимости коэффициента подъемной силы механизированного крыла от угла атаки на взлете и посадке, без учета и с учетом влияния Земли.

Кроме того, произвести расчет взлетных и посадочных поляр для механизированного крыла. Рассчитать зависимости подъемной силы на режиме взлета для механизированного крыла от угла атаки.

Реферат

Курсовая работа

Пояснительная записка: 43 страниц, 19 таблиц, 7 рисунков, 3 библиографических источника.

Графическая документация: 1 лист А3

САМОЛЕТ, КРИТИЧЕСКОЕ ЧИСЛО МАХА, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ, ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА, УГОЛ АТАКИ, ПОЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Объектом исследования является аэродинамика самолета Citation II.

Цель курсовой работы заключается в определении аэродинамических характеристик самолета Citation-2 на взлетном, посадочном, крейсерском и закритических режимах полета.

Рассчитано критическое число Маха самолета. Подобран профиль крыла, построена докритическая поляра, построена сетка закритических поляр, построена взлетно-посадочная поляра, подобрана механизация крыла, рассчитаны полетные, сквозные и взлетно-посадочные характеристики.

Введение

Самолет Citation II (Cessna Model 550) разработан американской фирмой Cessna на базе легкого пассажирского самолета Citation (Cessna Model 500). Первый полет опытного образца самолета состоялся 31 января 1977 года. Как и базовый самолет, Citation II является цельнометаллическим монопланом с прямым крылом и стреловидным хвостовым оперением. В связи с необходимостью размещения специального радиоэлектронного оборудования и дополнительного запаса топлива, фюзеляж базового самолета удлинен на 1,14 м. В передней части фюзеляжа размещена кабина летчиков и поисковая РЛС AN/APS-128 с фразированной антенной решеткой, закрытой радиопрозрачным обтекателем. За кабиной летчиков находится тактическая кабина, где располагаются два поста, оснащенных аппаратурой для наблюдения за морем через специальные иллюминаторы. Здесь же находится пульт оператора РЛС с устройством отображения данных на экраны. Такое же устройство установлено и в кабине летчиков.
Основу навигационного оборудования составляет бортовая аппаратура радионавигационной системы Омега, в качестве резервной используется аппаратура системы ЛОРАН.
Силовая установка самолета состоит из двух турбовентиляторных двигателей фирмы Pratt & Whitney Canada JT-15D4 с тягой по 1130 кг. Двигатели установлены на горизонтальных пилонах по бортам в хвостовой части фюзеляжа. Емкость топливной системы составляет 2800 л, топливо размещается в крыльевых баках.
Кроме береговой охраны США, самолет используется в авиации ВМФ Испании и в ВВС Турции и Венесуэлы. [1]

Целью курсовой работы является расчет аэродинамических характеристик самолета Citation II на крейсерском и взлетно-посадочном режимах.

Основные характеристики

Таблица 1 – Основные характеристики самолета Citation-2

Характеристика	Обозначение	Размерность	Значение
1 Размах крыла	l	м	15,7
2 Длина фюзеляжа	Lф	м	13,6
3 Площадь крыла	S		31,2
4 Корневая хорда крыла	bo	м	3,1
5 Концевая хорда	bк	м	0,9
6 Удлинение крыла	l	-	7,9
7 Сужение крыла	hкр	-	3,44
8 Размах ГО	lго	м
9 Размах ВО	lво	м	2,5
10 Площадь ГО	Sго		5,88
11 Площадь ВО	Sво		4,76
12 САХ крыла	bср	м	2,1
13 Площадь миделя фюзеляжа	Sмф		2,01
14 Диаметр миделя фюзеляжа	dмф	м	1,6
15 Относительное удлинение фюзеляжа	lф	-	8,5
16 Эффективное удлинение крыла	lэ	-	6,6
17 Длина носовой части фюзеляжа	lнч	м
18 Относительное удлинение носовой части фюзеляжа	lнч	-	3,75
19 Площадь омываемой поверхности	Fф		54,95
20 Относительное удлинение ГО	lго	-	6,12
21 Относительное удлинение ВО	lво	-	1,31
22 Диаметр миделя мотогондолы	dмг	м	0,8
23 Площадь миделя мотогондолы	Sмг		0,502
24 Площадь омываемой поверхности МГ	Fмг		8,16
25 Удлинение мотогондолы	lмг	-	4,06
26 Удлинение носовой части мотогондолы	lнчмг	-
27 Размах пилона	lп	м	0,4
28 Площадь пилона	Sп		0,66
39 Удлинение пилона	lп	-	0,24
30 Сужение пилона	hп	-	1,47
31 Крейсерская скорость	Vкрейс.	м/c
32 Крейсерская высота полета	Hкрейс.	м
33 Масса топлива	mт	кг
34 Плотность воздуха на расчетной высоте	rн	кг/	0,5571

3.1 Определение критического числа Маха крыла

где - относительная толщина профиля (см. раздел 2)

- коэффициент подъемной силы крыла

4 Расчет докритической поляры

Уравнение поляры имеет следующий вид:

где Схао – минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета

Схаi – коэффициент индуктивного сопротивления

C٭ya=0,1 [2,с.15]

4.1 Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

bср=2.03 м ; =0.

Тогда по графику [2, с.17] определим значение 2Cf

2Cf пФ=0,006

4.1.1. Расчет профильного сопротивления крыла

4.1.2. Расчет пассивного сопротивления крыла

,где

kинт=0,5 – коэффициент интерференции [2, с.18]

- относительная длина щелей

lщ=33.4 м ;

4.2. Расчет пассивного сопротивления фюзеляжа

, где

Сf – коэффициент суммарного сопротивления трения плоской пластинки, зависящий от числа Рейнольдса;

Fф и Sмф – см. табл. 1

[2, c.17]

- поправка на удлинение,

- поправка на сжимаемость воздуха,

- поправка на отклонение носовой части фюзеляжа от формы тела

вращения [3, c.55]

4.3. Расчет пассивного сопротивления оперения

Профильное сопротивление оперения определяется, как и для крыла, по формуле:

Влияние щелей и сопротивление интерференции учитывается величиной

4.3.1. Расчет пассивного сопротивления горизонтального оперения

; м

, [3, с.13]

4.3.2. Расчет пассивного сопротивления вертикального оперения

; м

, так как участок находится за крылом.

4.4 Определение пассивного сопротивления мотогондолы

Пассивное сопротивление мотогондолы определяется аналогично фюзеляжу, меняется лишь величина дополнительного сопротивления [2, c.20]

, , , [2, c.19]

4.5 Расчет пассивного сопротивления пилона

- из-за влияния близости фюзеляжа и мотогондолы

4.6 Определение пассивного сопротивления самолета

Таблица 2 – Сводка лобовых сопротивлений

наименование части самолета	кол-во, шт	площадь Si,	коэф. лобового сопротивления Сxa0i		%
крыло		31.38	0.011663	0.3659	41.36
фюзеляж		3.205	0.082299	0.2638	32.12
горизонтальное оперение		7.42	0.00945	0.0701	7.98
вертикальное оперение		6.37	0.008552	0.0545	6.21
мотогондола		0.95	0.03001	0.0570	11.24
пилон		0.66	0.00709	0.0094	1.09

Определим пассивное сопротивление самолета

4.7 Расчет координат докритической поляры

Определим максимальный коэффициент подъемной силы, до которого строится поляра

=1.175 – коэффициент влияния удлинения крыла и числа Маха [3, с.48]

Координаты точек поляры определяются по формуле

где Cxa0=0.0275 – пассивное сопротивление самолета (см. подраздел 4.6)

=0,1 [2, с.22]

- эффективное удлинение крыла. Величина вычисляется по формуле

Таблица 3 – Координаты точек докритической поляры

Cya		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0	1,1	1,175
Cxa	0.028	0.0275	0.028	0.029	0.032	0.0355	0.04	0,045	0,052	0,059	0,068	0,077	0,085

Рис.1. График полетной докритической поляры

5. Взлетно-посадочные характеристики

5.1 Расчет характеристик подъемной силы

5.1.1 Немеханизированное крыло

Тогда производная для крыла конечного размаха

- угол нулевой подъемной силы [3, c.45]

,

,

Таблица 4 – Координаты точек кривой Cya(α)

Cya		0,81
α	-0,6

[3, с.44]

ky=0,93 [2, с.22]

5.1.2 Механизированное крыло

Таблица 5 – Выбор механизации

Тип механизации	относит. хорда	углы отклонения град
простой закрылок	0,25	взлет	посадка

5.1.2.1 Взлет без учета влияния земли

5.1.2.2 Посадка без учета земли

[3, c.42]

5.1.3 Влияние близости земли

Для взлета:

[2, c.34]

[2, с.35]

Для посадки:

[2, c.34]

[2, с.35]

5.2 Расчет координат взлетно-посадочных поляр

5.2.1 Расчет координат точек поляры для взлета без учета влияния земли

Таблица 6 – Координаты точек поляры взлета без учета влияния земли

Сya		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,1	1,29
Cxa	0,037	0,0363	0,036	0,036	0,0363	0,037	0,038	0,039	0,04	0,0415	0,045	0,05

5.2.2 Расчет координат точек поляры для посадки без учета влияния земли

Таблица 7 – Координаты точек поляры посадки без учета влияния земли

Сya		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0	1,1	1,22	1,43
Cxa	0,086	0,0856	0,0852	0,085	0,0851	0,0854	0,086	0,087	0,088	0,089	0,091	0,093	0,095	0,101

5.2.3 Расчет координат точек поляры взлета с учетом влияния земли

Таблица 8 – Координаты точек поляры взлета с учетом влияния земли

Cya		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0	1,2
Cxa	0,037	0,0366	0,0362	0,036	0,0361	0,0364	0,037	0,038	0,039	0,04	0,042	0,046

5.2.4 Расчет координат посадочной поляры с учетом влияния земли

Таблица 9 – Координаты точек посадочной поляры с учетом влияния земли

Cya		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,05	1,23
Cxa	0,0876	0,0866	0,0858	0,0853	0,085	0,0858	0,0853	0,0858	0,0866	0,0876	0,0896	0,093

6. Расчет сетки закритических поляр

В курсовой работе закритические поляры рассчитываются в диапазоне с шагом .

6.1 Расчет волнового сопротивления крыла

По табл. 10 для ,

Таблица 10

		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
	0,844	0,830	0,816	0,801	0,785	0,769	0,752

Если , то волновое сопротивление определяется формулой

;

Если , то волновое сопротивление определяется формулой

;

где ; .

Результаты расчета волнового сопротивления крыла представлены в табл. 12.

	Волновое сопротивление
	0,00063	0,0027	0,0132	0,0344
0,1	0,0008	0,0046	0,0178	0,0426
0,2	0,00111	0,0073	0,0235	0,05196
0,3	0,0019	0,0114	0,031	0,0632
0,4	0,00385	0,0161	0,0395	0,07668
0,5	0,0067	0,0223	0,0498	0,0918
0,6	0,0113	0,0301	0,0624	0,1096

Окончательные результаты расчета поляр по формуле сводим в таблицу 12.

Таблица 12 – Сводная таблица лобовых сопротивлений самолета Citation-2

Число Маха	Коэффициент подъемной силы Cya
	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
0,7	0,021	0,023	0,025	0,029	0,036	0,045
0,8	0,022	0,025	0,029	0,035	0,044	0,057
0,9	0,037	0,041	0,046	0,054	0,066	0,081
0,95	0,082	0,087	0,093	0,102	0,117	0,135

7. Расчет взлетно-посадочной поляры

Число Маха взлета-посадки примем Мвп=0,16

(м/с)

7.1 Определение пассивного сопротивления крыла

Определим для двух участков крыла числа Рейнольдса Re, относительные координаты точек перехода ламинарного потока в турбулентный и удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки .

7.1.1 Подфюзеляжный участок крыла

bсрпф=3,1 м ; =0.

2Cf пФ=0,0059

7.1.2 Консольная часть крыла

2Cfк=0,0052

7.1.3 Определение средней величины удвоенного коэффициента сопротивления трения тонкой пластинки

7.1.4 Определение профильного сопротивления крыла

7.1.5 Определение пассивного сопротивления крыла

,где

kинт=0,5 – коэффициент интерференции [2, с.18]

- относительная длина щелей

lщ=10,2 м ;

7.2 Расчет пассивного сопротивления фюзеляжа

, =0

[2, c.17]

- поправка на удлинение,

- пренебрегаем поправкой на сжимаемость воздуха, т.к. Мвп<<0,4

- поправка на отклонение носовой части фюзеляжа от формы тела

вращения [3, c.55]

7.3 Расчет пассивного сопротивления оперения

7.3.1 Расчет пассивного сопротивления горизонтального оперения

Так как горизонтальное оперение имеет излом по задней кромке, то разобьем его на 2 участка

; м

, [3, с.13]

; м

, [3, с.13]

7.3.2 Расчет пассивного сопротивления вертикального оперения

Так как вертикальное оперение имеет наплыв, то разбиваем его на два участка: верхний и нижний. Их площади и средние хорды равны:

; м

, так как участок находится за крылом.

, [3, с.13]

; м

, [3, с.13]

, [2, с.19]

7.4 Определение пассивного сопротивления мотогондолы

Пассивное сопротивление мотогондолы определяется аналогично фюзеляжу, меняется лишь величина дополнительного сопротивления , [2, с.20]

, [2, с.20]

,

, , [2,c.19]

7.5 Расчет пассивного сопротивления пилона

- из-за влияния близости фюзеляжа и мотогондолы

7.6 Определение пассивного сопротивления самолета

Таблица 13 – Сводка лобовых сопротивлений

наименование части самолета	кол-во, шт	площадь Si, м^3	коэф. лобового сопротивления Сxa0i		%
крыло		31,2	0,0069	0,215	36,75
фюзеляж		2,01	0,096	0,193	32,99
горизонтальное оперение		5,88	0,0072	0,049	8,38
вертикальное оперение		4,76	0,0077	0,035	5,98
мотогондола		0,502	0,0084	0,084	14,36
пилон		0,66	0,0068	0,009	1,54

Определим пассивное сопротивление самолета

7.7 Расчет координат взлетно-посадочной поляры

Определим максимальный коэффициент подъемной силы, до которого строится поляра.

где =1,24 – коэффициент влияния удлинения крыла и числа Маха [3, с.45]

=0,93 – коэффициент, зависящий от сужения крыла [2,с.22]

Координаты точек поляры определяются по формуле

где Cxa0=0,0197 – пассивное сопротивление самолета

=0,1 [2, с.22]

=6,6 (см. табл. 1)

Таблица 14 – Координаты точек взлетно-посадочной поляры

Cya		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0	1,15
Cxa	0,0201	0,0297	0,0201	0,022	0,024	0,028	0,032	0,037	0,044	0,051	0,059	0,073

8 Расчет полетных характеристик

8.1 Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки

Тогда производная для крыла конечного размаха

- угол нулевой подъемной силы [3, c.45]

Таблица 15 – Координаты точек кривых Cya(α) и Cxa(α)

α, град	-0,6
Cya		0,06	0,155	0,252	0,349	0,446	0,543	0,64	0,737	0,834	0,981	1,028
Cxa	0,0195	0,0191	0,0191	0,02	0,022	0,025	0,0285	0,0331	0,0386	0,045	0,0523	0,0605

8.2 Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления

от угла атаки

8.3 Построение зависимости аэродинамического качества

от угла атаки

Таблица 16 – Координаты точек зависимости k(α)

α, град	-0,6
k		3,14	8,12	12,6	15,86	17,84	19,05	19,34	19,09	18,53	17,8	16,99

9 Расчет сквозных характеристик самолета

9.1 Построение зависимости минимального коэффициента

лобового сопротивления самолета от числа Маха

Координаты кривой выбираются из предыдущих разделов курсового проекта для каждого числа Маха и сводятся в таблицу 17.

Таблица 17 – Координаты точек кривой зависимости минимального коэффициента

лобового сопротивления от числа Маха