Подготовка исходных данных для расчета

Введение

Выполнение курсовой работы является наиболее важным этапом в освоении дисциплины «Аэромеханика» студентом авиационной специальности, в процессе которого он использует знания, полученные в результате проработки учебников, а также лекций. Наглядно показывают зависимости между аэродинамическими параметрами, закономерности влияния аэродинамических параметров на эксплуатационные характеристики самолета.

Полярой называется кривая, описываемая радиусом-вектором коэффициента полной аэродинамической силы при изменении угла атаки.

При выполнении данной курсовой работы использованы, Microsoft Office Excel 2007, AutoCAD 2011.

Подготовка исходных данных для расчета

При определении геометрических размеров сначала вычисляют масштаб М, равный отношению какого-либо размера натурального объекта Н в метрах к соответствующему размеру отрезка на чертеже О в миллиметрах (например размах крыла).

Таблица 1 – исходные данные

Элемент самолета	Параметр, размерность	Обозначение, формула	Числовое значение
Крыло	Размах, м		27,38
Площадь, м2		126,20
Хорда средняя, м		4,61
Хорда центральная, м		8,96
Хорда концевая, м		2,05
Сужение		4,37
Относительная толщина профиля		0,12
Относительная координата максимальной толщины		0,40
Относительная кривизна профиля, %		-1,33
Угол атаки нулевой подъемной силы, град		1,2
Относительная координата фокуса профиля		0,25
Стреловидность по линии максимальных толщин, град		310
Стреловидность по линии фокусов, град		340
Удлинение геометрическое		5,94
Площадь занятая фюзеляжем, м2		27,76
Относительная площадь, занятая фюзеляжем		0,22

Продолжение таблицы 1
	Относительная площадь не обтекаемая потоком, м2		0,22
Удлинение эффективное		4,03
Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки, 1/град		0,063
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС
Коэффициент момента профиля при		0,021
Закрылок (двухщелевой)	Относительная хорда		0,2
Размах закрылков, м		19,22
Площадь, обслуживаемая закрылками, м2		90,1
Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками		0,714
Угол отклонения при взлете, град		250
Угол отклонения при посадке, град		400
Угол стреловидности по оси шарниров, град		260
Хорда средняя крыла с выпущенным закрылком, м		6,05
Расстояние от крыла до земли, м	h	2,15
Расстояние от края закрылки до земли при взлете, м		1,71
Расстояние от края закрылки до земли при посадке, м		1,49
Пред-крылок	Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылком		0,7
Горизон-тальное оперение	Хорда, м		2,96
Относительная толщина		0,10
Размах, м		10,75

Продолжение таблицы 1
	Площадь, м2		31,79
Удлинение		3,64
Стреловидность по линии фокусов, град.		320
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС
Хорда руля высоты, м		0,32
Площадь руля высоты, м2
Вертикальное оперение	Средняя хорда, м		4,01
Размах, м		4,74
Площадь, м2
Относительная толщина		0,11
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС
Пилон	Средняя хорда, м		4,95
Площадь, м2		0,75
Относительная толщина		0,07
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС
Фюзеляж	Длина, м		31,12
Диаметр миделя, м		3,44
Площадь миделя, м2		9,32
Удлинение		9,03
«Смоченная» поверхность, м2		268,01
Длина носовой части, м		3,78
Удлинение носовой части		1,10
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС
Продолжение таблицы 1
Гондола двигателя	Длина		5,02
Диаметр миделя, м		1,45
Удлинение		3,46
«Смоченная» поверхность, м2		18,20
Длина носовой части, м		1,98
Диаметр воздухозаборника по передней кромке		1,21
Удлинение носовой части работающего турбореактивного двигателя		2,48
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС
Общие данные	Взлетный вес самолета, кГ
Расчетная скорость полета, км/ч	V	258,33
Тип и количество двигателей	n	3хДТРД
Статическая тяга одного двигателя на нулевой высоте, кГ	P0
Расчетная высота полета, м	H
при λ=∞	а0	5,98

2. Расчёт и построение кривых

2.1 Расчёт и построение кривой зависимости

Критическим числом Маха называют такое число Маха, при котором в полете в какой-либо точке вблизи поверхности крыла или другой выпуклой части самолета местная скорость потока становиться равной местной скорости звука. Соответствующая данному случаю скорость полета самолета называется критической V_кр.

Наличие кривой зависимости позволяет определить степень влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики самолета при полете на разных скоростях и углах атаки. В тех случаях, когда режимы полета самолета соответствуют точкам, лежащим на графике выше кривой (или около кривой), полет считается трансзвуковым и волновые потери необходимо учитывать: если соответствующие точки лежат намного ниже (полет дозвуковой), то волновое сопротивление отсутствует.

Расчет кривой можно произвести по формуле:

, (1)

– удлинение эффективное (табл.1, стр.5);

– относительная толщина профиля (табл.1, стр.4);

– стреловидность по линии фокусов (табл.1, стр.4).

Полученные результаты расчётов занесены в таблицу 2.

Таблица 2. Кривая зависимости

		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
	0,764	0,762	0,754	0,740	0,722	0,698	0,669	0,634

По данным таблицы 2 построен график (рис.2).

Чтобы охарактеризовать самолет по числу Маха, надо определить число полета, соответствующее расчетной полетной скорости и высоте Н, а также значение полета. Для этого воспользуемся формулами

, (2)

, (3)

, (4)

где – скорость звука на расчетной высоте, м/с (приложение 1);

– весовая плотность воздуха на расчетной высоте, кГ/м³ (приложение 1);

– полетный вес самолета, кГ;

– взлетный вес самолета, кГ (табл. 1, стр.7);

– полный запас топлива, кГ (табл. 1, стр.9);

– расчетная скорость полета, м/с (табл. 1, стр.7);

– площадь крыла, м² (табл. 1, стр.4);

– ускорение свободного падения, м/с;

,

Так как точка А с вычисленными выше координатами ( ) располагается около кривой (рис.2, стр.8), то самолет считают трансзвуковым.

2.2 Расчёт и построение вспомогательной кривой

Для построения вспомогательной кривой (шасси и средства механизации крыла убраны, полёт происходит на нулевой высоте Н=0, влияние экрана земли отсутствует, скорость полёта минимальная) достаточно иметь пять точек (рис.3, стр.42).

Для построения линейного участка кривой, который характеризует безотрывное обтекание крыла, нужны две точки. Первая точка линейного участка кривой имеет

координаты ; , а вторая точка может быть определена с помощью уравнения прямой

, (5)

где угол атаки, который может быть задан произвольно;

угол нулевой подъемной силы (табл.1, стр.4);

производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки.

(6)

где – максимальный коэффициент подъемной силы профиля, который для каждого типа профиля зависит от числа Рейнольдса Re и относительной толщины и может быть приближенно определен по графику (рис.11, [1]);

коэффициент, учитывающий сужение крыла (рис.10, [1]);

стреловидность по линии фокусов (табл. 1, стр.4).

(7)

где средняя хорда крыла (табл. 1, стр.4);

коэффициент кинематической вязкости воздуха на высоте Н = 0;

минимальная скорость горизонтального полета, определяемая по формуле

(8)

где полетный вес самолета;

площадь крыла (табл. 1, стр.4).

Данные для расчета:

= 1,2⁰;

= 10⁰;

=0,063;

= 0,916;

= 4,61 м;

= 2,9044 ∙ 10^-5 м²/с;

= ;

= 126,2 м²;

,

,

.

Величина числа Re выходит за пределы графика [1, рис.11], следовательно, значение определяем по концу соответствующей кривой ( ), а значит .

Тогда

Координаты точки 3 определяются как . Точка 3 соответствует началу развития срывных явлений на крыле, вызывающих появление низкочастотной тряски самолета в полете.

Остальные две точки необходимы для построения криволинейного участка кривой. Отложим вправо от точки пересечения с лучом исходящим из точки 1 (точка 4)

отрезок, равный получаем точку 5, соответствующую

Вспомогательная кривая приведена на рисунке 3 (стр.42). По данной кривой определяем критический угол атаки

2.3 Расчёт и построение взлётных кривых

При расчёте и построении кривых длявзлёта с использованием выбранных средств механизации крыла без учёта и с учётом влияния экрана земли следует иметь в виду следующее:

а) при выпуске механизации задней кромки крыла:

Ø увеличивается;

Ø уменьшается, т.е. увеличивается по модулю вследствие увеличения кривизны профиля, в связи с чем кривая смещается влево относительно вспомогательной кривой;

Ø на всем диапазоне углов атаки возрастает на величину ;

Ø не изменяется.

б) экранное воздействие близости земли сказывается следующим образом:

Ø увеличивается вследствие уменьшения интенсивности концевых вихрей на крыле, которые разрушаются экраном, т.е. концы крыла как бы раздвигаются, уменьшая относительную площадь крыла, на которую ощутимо влияют концевые вихри, индуцирующие вертикальную составляющую скорости (скорость скоса потока);

Ø увеличивается, вследствие чего кривая вблизи экрана земли будет идти круче, чем вдали от него;

Ø увеличивается в летном диапазоне углов атаки;

Ø и уменьшаются, так как вблизи экрана происходит увеличение местного угла атаки вблизи носика профиля вследствие создания зоны повышенного давления под крылом, т.е. образования, так называемой, воздушной подушки. Кроме того, происходит смещение пика разрежения над крылом к носику профиля, что вызывает более ранний отрыв пограничного слоя;

Ø практически не изменяется.