Расчет аэродинамических характеристик самолета Ту-214
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.
| Рубрика | Производство и технологии |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 15.02.2014 |
| Размер файла | 1,5 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Курсовая работа на тему:
Расчет аэродинамических характеристик самолета Ту-214
Выполнил: студент группы 1101
Иванов Р.Ф.
Проверил: Павлов С.Н.
Москва 2012
Реферат
Курсовой проект.
Пояснительная записка: ____ страницы, 13 рисунков, 12 таблиц, 5 источник.
Графическая документация: 1 л. А3.
САМОЛЁТ, ФЮЗЕЛЯЖ, ВЗЛЕТНАЯ МАССА, РАЗМАХ КРЫЛА, УДЛИНЕНИЕ КРЫЛА, СУЖЕНИЕ КРЫЛА, СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА, ОПЕРЕНИЕ, МИДЕЛЬ, ПОДЪЕМНАЯ СИЛА, УГОЛ АТАКИ, ЧИСЛО МАХА
В работе расчетным путем получены аэродинамические характеристики самолета в заданном диапазоне изменения высот и чисел Маха полета.
Были произведены: расчет докритической, взлетной и посадочной поляр для указанной в задании высоты полета и числа Маха, расчет зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на режимах взлета и посадки самолета с учетом влияния земли.
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. Расчёт 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 самолёт, разработанный в конце 1980-х - начале 1990-х в ОКБ Туполева для замены на авиалиниях пассажирского самолёта 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.
Лётно-технические характеристики
|
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 |
|
|
Основные характеристики двигателя |
||
|
Тип, модель двигателя |
ТРДД, ПС-90А |
|
|
Количество двигателей |
2 |
|
|
Тяга на взлетном режиме (кгс) |
2 х 16000 |
|
|
Расход топлива (тонна/час) |
3,2 |
|
|
Степень двухконтурности |
4,4 |
|
|
Массовые характеристики |
||
|
Максимальная взлетная масса (т) |
110,75 |
|
|
Максимальная полезная нагрузка (т) |
25,2 |
|
|
Суммарная масса топлива (кг) |
35710 |
|
|
Летно-технические характеристики |
||
|
Крейсерская скорость (км/ч) |
830-850 |
|
|
Длина пробега (м) |
2500 |
|
|
Высота полета (м) |
12100 |
|
|
Дальность полета (км) |
6500 |
аэродинамическая характеристика самолет крыло
1. Вычисление основных геометрических характеристик самолета
Основные геометрические характеристики определяются при помощи чертежа общего вида самолета.
1.1 Определение геометрических характеристик крыла
Удлинение крыла:
,
где S = 184,2 - характерная площадь крыла;
l = 41,82 м - размах крыла.
;
;
Эффективное удлинение крыла составляет:
;
Сужение крыла:
,
где - корневая хорда крыла,
-концевая хорда крыла.
Средняя хорда всего крыла:
,
Где S = 184,2 м2 - площадь крыла с подфюзеляжной частью;
l = 41,82 м - размах крыльев.
1.2 Определение геометрических характеристик фюзеляжа
Фюзеляж имеет цилиндрическую форму с диаметром поперечного сечения .
Тогда площадь миделя фюзеляжа:
.
Относительное удлинение фюзеляжа:
, где
- длина фюзеляжа.
Относительное удлинение носовой части фюзеляжа:
где
- длина носовой части фюзеляжа.
Относительное удлинение хвостовой части фюзеляжа:
где
- длина хвостовой части фюзеляжа.
Площадь омываемой поверхности фюзеляжа находится по статистической формуле:
.
1.3 Определение геометрических характеристик горизонтального оперения
Удлинение ГО:
,
где S = 47,4 - характерная площадь ГО,
l = 15,7 м - размах ГО.
Сужение ГО:
,
где - корневая хорда ГО,
-концевая хорда ГО.
1.4 Определение геометрических характеристик вертикального оперения
Удлинение ВО:
,
где S = 34,295 - характерная площадь ВО,
l = 7,479 м - размах ВО.
Сужение ВО:
,
где
- корневая хорда ВО,
-концевая хорда ВО.
1.5 Определение геометрических характеристик законцовок крыла
Удлинение:
,
где
S = 3,549 - характерная площадь,
l = 1,050 м - размах.
Сужение:
;
где
- корневая хорда,
-концевая хорда.
.
Относительная толщина:
.
1.6 Определение геометрических характеристик гондолы двигателя
Гондолы двигателей имеют в поперечном сечении круглую форму с диаметром, тогда площадь миделя гондолы двигателя:.
;
Относительное удлинение ГД:
где
- длина гондолы.
Относительное удлинение носовой части гондолы:
где
- длина носовой части гондолы.
Площадь омываемой поверхности гондолы двигателя находится по статистической формуле:
.
1.7 Определение геометрических характеристик пилонов двигателей
Площадь пилона двигателя:
м2;
Длина пилона двигателя:
;
Средняя хорда пилонов двигателей:
;
Относительная толщина пилона:
.
Удлинение и сужение пилонов двигателей определять не требуется, так как в дальнейшем расчёте эти значения не используются.
2. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения
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;
аН - скорость звука на высоте крейсерского полета, м/с.
Значение аН выбирается из стандартной атмосферы в зависимости от высоты Нкрейс = 11000 м.
При создании самолета Ту-214 применено крыло относительно толстого стреловидного суперкритического профиля для повышения аэродинамического качества и дальности полета.
С учетом того, что 0,7 < < 0,9 (= 0,8), принимаем для крыла профиль С-790212, так как данный профиль обладает более высоким значением Для горизонтального и вертикального оперения выбран симметричный профиль NACA-0009.
3. Расчет полетной докритической поляры
3.1 Расчет критического числа Маха
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.
,
где - критическое число Маха профиля;
- коэффициент подъемной силы крыла;
- поправка на удлинение;
- поправка на стреловидность.
.
3.2 Определение расчетной скорости
Для нахождения расчетной скорости вычислим критическую скорость крыла
.
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
.
Таким образом, за расчетную скорость принимаем: 182,962м/с.
3.3 Расчет коэффициента крыла
Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла зависит от значения числа Рейнольдса:
,
где 182,962 - расчетная скорость, м/с;
, - средняя хорда крыла, м;
м2/с, - кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета.
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
;
Здесь и - относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля;
- средняя относительная хорда предкрылка.
,
где h - величина, характеризующая шероховатость поверхности крыла, принимаем .
;
;
,
;
;
Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки .
Коэффициент профильного сопротивления крыла определим по формуле:
Определим коэффициент сопротивление крыла с учетом взаимного влияния крыла и фюзеляжа и наличия щелей:
где
3.4 Расчет горизонтального оперения
Величина горизонтального оперения также зависит от числа Рейнольдса:
,
тогда .
Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .
Коэффициент профильного сопротивления горизонтального оперения определим по формуле:
Определим коэффициент сопротивления горизонтального оперения с учетом интерференции и наличия щелей:
3.5 Расчет вертикального оперения
Величина вертикального оперения также зависит от числа Рейнольдса:
.
Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:
,
для этого найдем значение величины n:
тогда .
Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .
Коэффициент профильного сопротивления вертикального оперения определим по формуле:
Определим коэффициент сопротивления вертикального оперения с учетом интерференции и наличия щелей:
3.6 Расчет минимального лобового сопротивления законцовок крыла
Величина вертикального оперения также зависит от числа Рейнольдса:
.
Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:
,
для этого найдем значение величины n:
тогда .
Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .
Коэффициент профильного сопротивления определим по формуле:
3.7 Расчет пилонов двигателей
Величина пилонов двигателей также зависит от числа Рейнольдса:
.
Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:
,
для этого найдем значение величины n:
тогда .
Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .
Коэффициент профильного сопротивления пилонов двигателей определим по формуле:
3.8 Расчет фюзеляжа
Найдем значение числа Рейнольдса для фюзеляжа:
.
Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при : , .
Сопротивление фюзеляжа без надстроек можно определить по формуле:
,
где - коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа;
- коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости;
- увеличение , обусловленное отклонением носовой части фюзеляжа от формы тела вращения.
Коэффициент сопротивления фюзеляжа, с учетом сопротивления надстроек приближенно можно принять:
.
3.9 Расчет гондол двигателей
Найдем значение числа Рейнольдса для гондол двигателей:
.
Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при : , .
Сопротивление гондол двигателей можно определить по формуле:
,
где - коэффициент, учитывающий влияние удлинения гондолы;
- коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости.
3.10 Сводка лобовых сопротивлений
Для подсчета общего сопротивления самолета сведем сопротивления отдельных частей ЛА в таблицу 1:
Таблица 1 - Сводка сопротивлений отдельных частей самолета
|
Название части ЛА |
n |
Si |
Cxai |
n*Сxai*Si |
|
|
крыло |
1 |
154,871 |
0,008617 |
1,3345234 |
|
|
ГО |
1 |
47,4 |
0,007673 |
0,3637002 |
|
|
ВО |
1 |
34,295 |
0,007925 |
0,271787875 |
|
|
законцовки крыла |
2 |
3,549 |
0,007534 |
0,053476332 |
|
|
пилоны |
2 |
4,556 |
0,007043 |
0,064316676 |
|
|
гондолы |
2 |
4,785 |
0,0466 |
0,4246192 |
|
|
фюзеляж |
1 |
10,98 |
0,107 |
1,17486 |
|
|
?= |
3,6880592935 |
Где - площади поверхностей, находящихся в потоке.
Определим коэффициент сопротивления всего самолета:
.
3.11 Построение полетной докритической поляры
Докритическая поляра строится по уравнению:
,
где - коэффициент минимального сопротивления самолета;
- коэффициент подъемной силы, соответствующий для пассажирских самолетов;
- эффективное удлинение крыла.
Таблица 2 - Координаты построения полетной докритической поляры
|
Суа |
Сха |
Суа |
Сха |
|
|
0 |
0,021647089 |
0,55 |
0,028480349 |
|
|
0,05 |
0,021232952 |
0,6 |
0,030343966 |
|
|
0,1 |
0,021025884 |
0,65 |
0,032414651 |
|
|
0,15 |
0,021025884 |
0,7 |
0,034692404 |
|
|
0,2 |
0,021232952 |
0,75 |
0,037177226 |
|
|
0,25 |
0,021647089 |
0,8 |
0,039869116 |
|
|
0,3 |
0,022268295 |
0,85 |
0,042768075 |
|
|
0,35 |
0,023096568 |
0,9 |
0,045874102 |
|
|
0,4 |
0,024131911 |
0,95 |
0,049187198 |
|
|
0,45 |
0,025374322 |
1 |
0,052707363 |
|
|
0,5 |
0,026823801 |
Рисунок 1 - График полетной докритической поляры
4. Расчет закритических поляр
4.1 Определение расчетных скоростей
Учитывая, что по условию закритические поляры рассчитываются в диапазоне
(максимальная скорость , т.е. )
с шагом , получим расчетные скорости:
4.2 Определение пассивного волнового сопротивления
Пассивное волновое сопротивление крыла определяется по формуле:
,
где - относительная площадь скользящей части крыла, , - коэффициенты прямого и скользящего крыла;
, - эффективные число Маха;
- относительная толщина профиля.
Расчет приводится в таблице 3:
Таблица 3
|
М |
Мэ |
CxaBOnp |
CxaBOck |
CxaBOkp |
|
|
0,6 |
0,534 |
0 |
0 |
0 |
|
|
0,65 |
0,579 |
0 |
0 |
0 |
|
|
0,7 |
0,623 |
0 |
0 |
0 |
|
|
0,75 |
0,668 |
0 |
0 |
0 |
|
|
0,8 |
0,712 |
0,006 |
0 |
0,00084 |
|
|
0,85 |
0,757 |
0,022 |
0 |
0,00308 |
|
|
0,9 |
0,801 |
0,042 |
0,0063 |
0,00971 |
Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле:
ж.
Максимальный коэффициент волнового сопротивления вычисляется по формуле:
Критическое число Маха для фюзеляжа находится по формуле:
;
Величина ж - функция переменной ж, которая определяется по формуле:
ж;
Рассчитаем жф для определенных чисел Маха. Результаты расчетов приводятся в таблице 4.
Таблица 4
|
М |
жф |
СхаВОф |
||
|
0,6 |
-1,3076923 |
0 |
0 |
|
|
0,65 |
-1,1153846 |
0 |
0 |
|
|
0,7 |
-0,9230769 |
0 |
0 |
|
|
0,75 |
-0,7307692 |
0 |
0 |
|
|
0,8 |
-0,5384615 |
0 |
0 |
|
|
0,85 |
-0,3461538 |
0 |
0 |
|
|
0,9 |
-0,1538462 |
0 |
0 |
|
|
0,95 |
0,03846154 |
0,06 |
0,008946 |
Так как пассивное волновое сопротивление фюзеляжа равно нулю для числа Маха меньшего 0,95, то в рассматриваемом примере .
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)
На рисунке =5,628м-длина гондолы, - длина фиктивного тела вращения. Диаметр фиктивного тела вращения .
Тогда площадь миделя фиктивного тела вращения:
.
Относительное удлинение фиктивного тела вращения:
.
Относительное удлинение носовой части фиктивного тела вращения:
где - длина носовой части фиктивного тела вращения.
Относительное удлинение хвостовой части фиктивного тела вращения:
,
где
- длина хвостовой части фиктивного тела вращения.
Площадь омываемой поверхности фиктивного тела вращения находится по статистической формуле:
.
Коэффициент пассивного волнового сопротивления рассчитывается по формуле:
Где
- критическое число Маха. Определим его:
ж,
Рассчитаем жф для определенных чисел Маха. Результаты расчетов приводятся в таблице 5.
Таблица 5
|
М |
жг |
f (жг) |
СхаВОГД |
|
|
0,6 |
-0,5789474 |
0 |
0 |
|
|
0,65 |
-0,4473684 |
0 |
0 |
|
|
0,7 |
-0,3157895 |
0 |
0 |
|
|
0,75 |
-0,1842105 |
0 |
0 |
|
|
0,8 |
-0,0526316 |
0 |
0 |
|
|
0,85 |
0,07894737 |
0,18 |
0,023148 |
|
|
0,9 |
0,21052632 |
0,41 |
0,052726 |
Вычислим полное пассивное волновое сопротивление самолета по формуле:
Расчеты волнового сопротивления при нулевой подъемной силе приведены в таблице 6.
Таблица 6
|
М |
0,6 |
0,65 |
0,7 |
0,75 |
0,8 |
0,85 |
0,9 |
|
|
Сха во пр |
0 |
0 |
0 |
0 |
0,006 |
0,022 |
0,042 |
|
|
Сха во ск |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0,0063 |
|
|
Сха во кр |
0 |
0 |
0 |
0 |
0,00084 |
0,00308 |
0,00971 |
|
|
жф |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
|
|
f (жф) |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
|
|
СхаВОф |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
|
|
жг |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0,07894737 |
0,21052632 |
|
|
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0,18 |
0,41 |
||
|
СхаВОГД |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0,023148 |
0,052726 |
|
|
Схаво |
0 |
0 |
0 |
0 |
0,0012 |
0,0056 |
0,0168 |
|
|
Сха0 |
0,0216 |
0,0216 |
0,0216 |
0,0216 |
0,0228 |
0,0272 |
0,0384 |
4.3 Расчет отвала поляр и определение лобовых сопротивлений самолета
Индуктивно-волновое сопротивление вычисляется по формуле:
,
где увеличение отвала поляры рассчитывают следующим образом:
.
Величины отвала поляр вычисляют по формуле:
.
Расчеты отвала поляр оформлены в таблице 7:
Таблица 7
|
0.6 |
0.534 |
0.1 |
0.112233 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|
|
0.2 |
0.224465 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.3 |
0.336698 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.4 |
0.44893 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.5 |
0.561163 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.6 |
0.673396 |
0.003125 |
0 |
0.000552 |
0.041954 |
|||
|
0.7 |
0.785628 |
0.02 |
0 |
0.00353 |
0.044933 |
|||
|
0.8 |
0.897861 |
0.03 |
0.0125 |
0.014873 |
0.056276 |
|||
|
0.9 |
1.010094 |
0.04 |
0.025 |
0.026217 |
0.067619 |
|||
|
0.65 |
0.579 |
0.1 |
0.112233 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|
|
0.2 |
0.224465 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.3 |
0.336698 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.4 |
0.44893 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.5 |
0.561163 |
0.00625 |
0 |
0.001103 |
0.042506 |
|||
|
0.6 |
0.673396 |
0.022 |
0 |
0.003883 |
0.045286 |
|||
|
0.7 |
0.785628 |
0.031 |
0.0124 |
0.014973 |
0.056376 |
|||
|
0.8 |
0.897861 |
0.042 |
0.025 |
0.02657 |
0.067972 |
|||
|
0.9 |
1.010094 |
0.052 |
0.04 |
0.039828 |
0.081231 |
|||
|
0.7 |
0.623 |
0.1 |
0.112233 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|
|
0.2 |
0.224465 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.3 |
0.336698 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|||
|
0.4 |
0.44893 |
0.0128 |
0 |
0.002259 |
0.043662 |
|||
|
0.5 |
0.561163 |
0.025 |
0.005 |
0.008244 |
0.049647 |
|||
|
0.6 |
0.673396 |
0.032 |
0.02 |
0.020973 |
0.062376 |
|||
|
0.7 |
0.785628 |
0.043 |
0.03 |
0.030577 |
0.07198 |
|||
|
0.8 |
0.897861 |
0.052 |
0.042 |
0.041361 |
0.082764 |
|||
|
0.9 |
1.010094 |
0.0625 |
0.053 |
0.051643 |
0.093046 |
|||
|
0.75 |
0.668 |
0.1 |
0.112233 |
0 |
0 |
0 |
0.041403 |
|
|
0.2 |
0.224465 |
0.01 |
0 |
0.001765 |
0.043168 |
|||
|
0.3 |
0.336698 |
0.021 |
0 |
0.003707 |
0.045109 |
|||
|
0.4 |
0.44893 |
0.032 |
0.01 |
0.013311 |
0.054714 |
|||
|
0.5 |
0.561163 |
0.04 |
0.02 |
0.022385 |
0.063788 |
|||
|
0.6 |
0.673396 |
0.05 |
0.03 |
0.031813 |
0.073216 |
|||
|
0.7 |
0.785628 |
0.0565 |
0.04 |
0.040623 |
0.082026 |
|||
|
0.8 |
0.897861 |
0.066 |
0.05 |
0.049962 |
0.091365 |
|||
|
0.9 |
1.010094 |
0.078 |
0.06 |
0.059743 |
0.101146 |
|||
|
0.8 |
0.712 |
0.1 |
0.112233 |
0.025 |
0 |
0.004413 |
0.045815 |
|
|
0.2 |
0.224465 |
0.032 |
0 |
0.005648 |
0.047051 |
|||
|
0.3 |
0.336698 |
0.04 |
0.009 |
0.013956 |
0.055359 |
|||
|
0.4 |
0.44893 |
0.049 |
0.018 |
0.022441 |
0.063844 |
|||
|
0.5 |
0.561163 |
0.058 |
0.028 |
0.031692 |
0.073095 |
|||
|
0.6 |
0.673396 |
0.067 |
0.04 |
0.042476 |
0.083879 |
|||
|
0.7 |
0.785628 |
0.076 |
0.05 |
0.051727 |
0.09313 |
|||
|
0.8 |
0.897861 |
0.084 |
0.062 |
0.062334 |
0.103737 |
|||
|
0.9 |
1.010094 |
0.092 |
0.075 |
0.073708 |
0.11511 |
|||
|
0.85 |
0.757 |
0.1 |
0.112233 |
0.039 |
0.007 |
0.012247 |
0.05365 |
|
|
0.2 |
0.224465 |
0.048 |
0.013 |
0.018433 |
0.059836 |
|||
|
0.3 |
0.336698 |
0.059 |
0.024 |
0.028804 |
0.070207 |
|||
|
0.4 |
0.44893 |
0.067 |
0.032 |
0.036346 |
0.077749 |
|||
|
0.5 |
0.561163 |
0.075 |
0.042 |
0.04542 |
0.086823 |
|||
|
0.6 |
0.673396 |
0.081 |
0.056 |
0.057207 |
0.09861 |
|||
|
0.7 |
0.785628 |
0.089 |
0.067 |
0.067048 |
0.108451 |
|||
|
0.8 |
0.897861 |
0.097 |
0.075 |
0.07459 |
0.115993 |
|||
|
0.9 |
1.010094 |
0.118 |
0.082 |
0.08366 |
0.125063 |
|||
|
0.9 |
0.801 |
0.1 |
0.112233 |
0.051 |
0.024 |
0.027392 |
0.068795 |
|
|
0.2 |
0.224465 |
0.06 |
0.032 |
0.03511 |
0.076513 |
|||
|
0.3 |
0.336698 |
0.071 |
0.04 |
0.043182 |
0.084585 |
|||
|
0.4 |
0.44893 |
0.078 |
0.049 |
0.051314 |
0.092717 |
|||
|
0.5 |
0.561163 |
0.085 |
0.058 |
0.059446 |
0.100848 |
|||
|
0.6 |
0.673396 |
0.098 |
0.066 |
0.06787 |
0.109273 |
|||
|
0.7 |
0.785628 |
0.107 |
0.074 |
0.075589 |
0.116992 |
|||
|
0.8 |
0.897861 |
0.116 |
0.082 |
0.083307 |
0.12471 |
|||
|
0.9 |
1.010094 |
0.122 |
0.096 |
0.095094 |
0.136497 |
Лобовое сопротивление самолета при закритических скоростях вычисляется по формуле:
.
Лобовые сопротивления сведены в таблицу 8:
Таблица 8
|
Cya |
M |
|||||||
|
0.6 |
0.65 |
0.7 |
0.75 |
0.8 |
0.85 |
0.9 |
||
|
Сха |
||||||||
|
0 |
0.0216 |
0.0216 |
0.0216 |
0.0216 |
0.02313 |
0.026362 |
0.035933 |
|
|
0.1 |
0.02201 |
0.02201 |
0.02201 |
0.02201 |
0.02359 |
0.026899 |
0.0366209 |
|
|
0.2 |
0.02326 |
0.02326 |
0.02326 |
0.02333 |
0.02501 |
0.028755 |
0.0389935 |
|
|
0.3 |
0.02533 |
0.02533 |
0.02533 |
0.02566 |
0.02811 |
0.032681 |
0.0435456 |
|
|
0.4 |
0.02822 |
0.02822 |
0.02859 |
0.03035 |
0.03334 |
0.038802 |
0.0507677 |
|
|
0.5 |
0.03195 |
0.03223 |
0.03401 |
0.03755 |
0.0414 |
0.048068 |
0.0611451 |
|
|
0.6 |
0.0367 |
0.0379 |
0.04406 |
0.04796 |
0.05333 |
0.061862 |
0.0752713 |
|
|
0.7 |
0.04362 |
0.04922 |
0.05687 |
0.06179 |
0.06876 |
0.079503 |
0.0932589 |
|
|
0.8 |
0.05762 |
0.0651 |
0.07457 |
0.08007 |
0.08952 |
0.100597 |
0.1157475 |
|
|
0.9 |
0.0216 |
0.0216 |
0.0216 |
0.02165 |
0.02313 |
0.026362 |
0.035933 |
Сетка закритических поляр представлена на рисунке 3:
Рисунок 3 - Сетка закритических поляр
Строим график зависимости коэффициента лобового сопротивления сха от числа Маха при нулевой подъемной силе (Рисунок 4).
Рисунок 4 - График зависимости коэффициента лобового сопротивления сха от числа Маха при нулевой подъемной силе
Зависимость отвалы поляры В от числа Маха при Суа=0.3, приведена в таблице 9:
Таблица 9
|
M |
B |
M |
B |
|
|
0 |
0.041403 |
0.75 |
0.045109 |
|
|
0.6 |
0.041403 |
0.8 |
0.055359 |
|
|
0.65 |
0.041403 |
0.85 |
0.070207 |
|
|
0.7 |
0.041403 |
0.9 |
0.084585 |
По Данным таблицы 9 строим график зависимости отвала поляры В от числа Маха при суа = 0,3 (Рисунок 5).
Рисунок 5 - График зависимости отвала поляры В от числа Маха при суа = 0,3
Зависимость качества самолёта К от числа Маха при Суа=0.3, приведена в таблице 10:
Таблица 10
|
М |
К |
М |
К |
|
|
0 |
11.8454122 |
0.75 |
11.6914186 |
|
|
0.6 |
11.8454122 |
0.8 |
10.6718531 |
|
|
0.65 |
11.8454122 |
0.85 |
9.1797587 |
|
|
0.7 |
11.8454122 |
0.9 |
6.88932474 |
По данным таблицы 10 строим график зависимости качества самолета К от числа Маха при суа = 0,3 (Рисунок 6).
Рисунок 6 - График зависимости качества самолета К от числа Маха при суа = 0,3
5. Расчёт взлетно-посадочных характеристик
5.1 Построение характеристик подъемной силы немеханизированного крыла
Кривую для немеханизированного крыла строят по уравнению:
.
Производная вычисляется по формуле:
где - производная, определенная из характеристик профиля (, поэтому примем ).
Учитывая, что для данного профиля , определим зависимость :
Линейная часть кривой до значения построена по двум точкам: ( и при ), верхняя часть кривой построена приближенно. График для немеханизированного крыла представлен на рисунке 7.
Рисунок 7 - График для немеханизированного крыла
5.2 Построение характеристик подъемной силы механизированного крыла
Механизация крыла состоит из двухсекционного двухщелевого закрылка, отклоняющегося на при взлете и на при посадке.
Определим параметры механизации:
, - площадь крыла, обслуживаемая внутренней секцией закрылка,
- площадь крыла, обслуживаемая внешней секцией закрылка,
- относительная площадь крыла, обслуживаемая внутренней секцией закрылка,
- относительная площадь крыла, обслуживаемая внешней секцией закрылка,
- относительная площадь крыла, обслуживаемая всем закрылком.
Примем, что при отклонении закрылка наклон кривой такой же, как и для немеханизированного крыла, то есть изменяется только и , Найдем изменение угла атаки нулевой подъемной силы по формуле:
,
Режим взлета:
где и - значения производных, соответственно, для внутренней и внешней секции закрылка.
;
Тогда .
Режим посадки:
.
Учитывая, что прирост принимают равным 2/3 прироста на линейном участке, получим:
для взлетного режима -
,
;
для посадочного режима -
, ,
Рассмотрим предкрылок.
где
- относительный размах предкрылка,
- относительный размах элеронов.
.
Максимальный коэффициент подъемной силы с выпущенной механизацией и предкрылком:
Для взлетного режима:
Для режима посадки:
Зависимости с учетом механизации крыла представлены на графике (Рисунок 8).
Рисунок 8 - График для немеханизированного крыла и зависимости с учетом механизации крыла
5.3 Влияние близости земли на характеристики подъемной силы механизированного крыла
Влияние близости земли сводится к увеличению на линейном участке и уменьшению .
Значение прироста коэффициента подъемной силы на линейном участке для режима взлета и посадки определяется при помощи:
;
;
, где
высота от задней кромки закрылка до земли, значения представлены на рисунках 9, 10,хорда крыла в данном сечении.
Рисунок 9 - Внутренний закрылок, находящийся во взлетном положении, масштаб (1: 60)
Рисунок 10 - Внутренний закрылок, находящийся в посадочном положении, масштаб (1: 60) и
Уменьшение максимального коэффициента подъемной силы оценивают формулой:
, - для взлетного режима, - для посадочного режима.
Зависимости для механизированного крыла с учетом влияния Земли представлены на графике (Рисунок 11).
Рисунок 11 - График для немеханизированного крыла, зависимости с учетом механизации крыла и для механизированного крыла с учетом влияния Земли
5.4 Построение взлетной и посадочной поляр
Взлетную и посадочную поляру строят по уравнению:
;
Определим :
Эффективное удлинение крыла вблизи земли:
.
Величина минимального коэффициента лобового сопротивления на режиме взлета:
,
где - коэффициент лобового сопротивления шасси.
Величина минимального коэффициента лобового сопротивления на режиме посадки:
.
Получили два уравнения для взлета и посадки:
, .
Расчетные данные, необходимые для построения взлетной и посадочной поляры приведены в таблице 11.
Таблица 11
|
Суа |
Схавзл |
Схапос |
|
|
0 |
0,108493 |
0,187093 |
|
|
0,1 |
0,107544 |
0,186144 |
|
|
0,2 |
0,106862 |
0,185462 |
|
|
0,3 |
0,106447 |
0,185047 |
|
|
0,4 |
0,1063 |
0,1849 |
|
|
0,5 |
0,106421 |
0,185021 |
|
|
0,6 |
0,106808 |
0,185408 |
|
|
0,7 |
0,107464 |
0,186064 |
|
|
0,8 |
0,108386 |
0,186986 |
|
|
0,9 |
0,109576 |
0,188176 |
Взлетная и посадочная поляры построены на рисунке 12.
Рисунок 12 - Взлетная и посадочные поляры
5.5 Построение зависимости подъемной силы крыла от угла атаки
Подъемная сила вычисляется по формуле:
,
где - плотность воздуха, - взлетно-посадочная скорость.
Для того чтобы самолет смог взлететь, подъемная сила должна быть больше взлетного веса самолета, то есть
По графику (рисунок 13) видно, что данное условие соблюдается, то есть при данной скорости и данном взлетном весе, самолет сможет подняться в воздух.
Рисунок 13 - Подъемная сила при V = 69,4м/с
Таблица 12 - Зависимость подъемной силы крыла от угла атаки при V= 69,4м/с.
Таблица 12
|
б |
Ya |
б |
Ya |
|
|
0 |
479342,2 |
13 |
1579384 |
|
|
1 |
563960,8 |
14 |
1664003 |
|
|
2 |
648579,4 |
15 |
1748621 |
|
|
3 |
733198 |
16 |
1833240 |
|
|
4 |
817816,6 |
17 |
1917859 |
|
|
5 |
902435,2 |
18 |
2002477 |
|
|
6 |
987053,8 |
19 |
2087096 |
|
|
7 |
1071672 |
20 |
2171714 |
|
|
8 |
1156291 |
21 |
2256333 |
|
|
9 |
1240910 |
22 |
2340952 |
|
|
10 |
1325528 |
23 |
2425570 |
|
|
11 |
1410147 |
24 |
2510189 |
|
|
12 |
1494765 |
25 |
2594807 |
Заключение
В данной работе произведён аэродинамический расчёт прототипа самолёта Ту-214. Получены следующие результаты:
Самолет взлетит при угле атаки б ? 7? на взлетной скорости V = 69,4м/с. Крыло самолета создает достаточную подъемную силу для взлета. Отсюда следует, что профиль и механизация крыла подобраны и рассчитаны, верно.
Минимальный коэффициент лобового сопротивления на режиме взлёта - на режиме посадки - ,
Максимальный коэффициент подъёмной силы крыла на режиме взлёта - , на режиме посадки - .
Размещено на Allbest.ru
Подобные документы
Статистическое проектирование облика самолета. Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации, определение аэродинамических и технических характеристик. Разработка технологии изготовления детали самолета.
дипломная работа [2,6 M], добавлен 21.11.2011Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-высокоплана АН-24. Определение аэродинамических характеристик самолета. Подъемная сила и сила сопротивления, их распределение по поверхности. Механизмы возникновения подъемной силы и силы сопротивления.
контрольная работа [1,2 M], добавлен 29.05.2013Расчёт аэродинамических характеристик самолёта. Границы допустимых скоростей. Расчет нагрузок на крыло. Значения параметров расчетного сечения крыла, спроектированного по статическим нагрузкам. Зависимость веса самолета от времени в типовом полете.
дипломная работа [2,3 M], добавлен 15.03.2013Техническое описание самолета. Обоснование проектных параметров. Расчет взлетной массы. Компоновка и расчет геометрических параметров основных частей самолета. Коэффициент максимальной подъемной силы. Определение летно-эксплуатационных характеристик.
курсовая работа [891,2 K], добавлен 27.06.2011Расчет основных элементов продольного, поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления, обеспечение их прочности и устойчивости. Точность размеров, силовое взаимодействие с элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам.
курсовая работа [2,5 M], добавлен 13.05.2012Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.
дипломная работа [7,7 M], добавлен 16.03.2012Киль летательного аппарата – часть хвостового оперения самолета. Назначение, требования, и техническое описание киля. Конструктивно–силовая схема киля. Нормирование нагрузок. Проектировочные расчеты. Построение эпюр. Проектировочный расчет на прочность.
курсовая работа [2,7 M], добавлен 23.01.2008Изучение особенностей аэродинамических характеристик винтов дирижабля, имеющих тягу, совпадающую в направлении с аэростатической силой дирижабля. Влияние осредненной скорости ветра на коэффициент тяги изолированного винта в присутствии корпуса дирижабля.
статья [930,8 K], добавлен 10.10.2012Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Определение нагрузок, действующих на крыло и выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла.
методичка [500,7 K], добавлен 29.01.2010Описание и анализ надежности шасси самолета Ту-154. Конструктивные усовершенствования тормозного цилиндра и дисков колес, расчет энергоемкости тормоза. Механизмы технического сервиса и разработка передвижной установки обслуживания шасси самолета.
дипломная работа [1,2 M], добавлен 15.08.2010
