Расчет аэродинамических характеристик самолета BAe 146 STA
Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 29.10.2012 |
| Размер файла | 1,2 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.
.
Определим производную для крыла конечного размаха по формуле
.
Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки рассчитываются для диапазона от до по уравнению (39), где - угол нулевой подъемной силы, выбираемый из характеристик профиля крыла, град.
Для данного профиля крыла и крейсерского числа Маха, имеем .
Тогда уравнение (39) примет вид
. (62)
Кривая состоит из двух основных участков: линейного и криволинейного. Линейный участок кривой проводится через две точки до значения , определяемое по формуле (36) и равное , а криволинейный- изображается приближенно от руки до значения . Расчет сведем в таблицу 10.
9.2 Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления от угла атаки
Координаты точек кривой рассчитываются по полученным в предыдущем подразделе значениям коэффициента подъемной силы по формуле (18). Перепишем значения коэффициента с поляры для М=0,6 ввиду близости его к крейсерскому в таблицу 13.
9.3 Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки
Расчет координат точек зависимости производится по формуле
, (63)
где значения и принимаются для соответствующих углов атаки из таблицы 10.
Для наглядности результат расчетов зависимости также занесем в таблицу 10.
Графики зависимостей , и построены на рисунке 9.
Таблица 13 - Координаты точек кривых , и
|
alpha |
Cya |
Cxa |
K |
|
|
-2 |
0,000 |
0,0306 |
0,00 |
|
|
-1 |
0,073 |
0,0308 |
2,36 |
|
|
0 |
0,145 |
0,0305 |
4,77 |
|
|
1 |
0,218 |
0,0309 |
7,07 |
|
|
2 |
0,291 |
0,0321 |
9,06 |
|
|
3 |
0,364 |
0,0347 |
10,48 |
|
|
4 |
0,436 |
0,0389 |
11,21 |
|
|
5 |
0,509 |
0,0452 |
11,27 |
|
|
6 |
0,582 |
0,0537 |
10,83 |
|
|
7 |
0,654 |
0,0651 |
10,05 |
|
|
8 |
0,727 |
0,0797 |
9,12 |
|
|
9 |
0,800 |
0,0979 |
8,17 |
|
|
10 |
0,872 |
0,1200 |
7,27 |
|
|
11 |
0,945 |
0,1465 |
6,45 |
|
|
11,5 |
0,981 |
0,1675 |
5,86 |
Рисунок 9 - Зависимости аэродинамических сопротивления, подъемной силы и качества от угла атаки
10. Построение сквозных характеристик самолета
Используя данные, полученные в пунктах 4 и 6, построим зависимости сквозных характеристик самолета:, , :
Таблица 14 - Данные для построения зависимостей сквозных характеристик самолета от числа Маха
|
М |
Сха0 |
В |
Кmах |
|
|
0,15 |
0,0261 |
0,0043 |
17,34 |
|
|
0,5 |
0,025 |
0,0043 |
17,39 |
|
|
0,6 |
0,0306 |
0,0054 |
13,05 |
|
|
0,65 |
0,0307 |
0,0199 |
11,99 |
|
|
0,7 |
0,0316 |
0,0344 |
10,9 |
|
|
0,75 |
0,0323 |
0,0489 |
10,03 |
|
|
0,8 |
0,038 |
0,0634 |
8,49 |
|
|
0,85 |
0,0484 |
0,0779 |
6,93 |
Рисунок 10 - Зависимость коэффициента минимального лобового сопротивления от числа Маха
Рисунок 11 - Зависимость производной коэффициента подъемной силы по углу атаки от числа Маха
Рисунок 12 - Зависимость отвала поляры от числа Маха
Рисунок 13 - Зависимость максимального качества от числа Маха
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В данной курсовой работе было проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован самолет BAe-146 STA. Чертеж этого самолета представлен в приложении А.
По заданным тактико-техническим данным произведен подбор профиля крыла и оперения, расчет докритической поляры на крейсерском режиме полета.
Рассчитана и построена взлетно-посадочная поляра для немеханизированного крыла.
Произведен расчет взлетно-посадочных характеристик самолета. В этом разделе произведен расчет и построен график зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на взлетно-посадочном режиме, подобрана механизация крыла, состоящая из однощелевого выдвижного закрылка с , , , рассчитаны и построены зависимости коэффициента подъемной силы механизированного крыла на взлете и посадке, без учета и с учетом влияния земли. Для наглядности все графики помещены на одном рисунке. Из этих графиков можно увидеть приращения коэффициента подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации и уменьшения максимального коэффициента подъемной силы в результате близости земли. Так же из этого рисунка можно увидеть изменение угла атаки, в результате действий тех или иных факторов. Кроме того, в этом разделе произведен расчет взлетной и посадочной поляры для механизированного крыла. Графики этих поляр представлены на одном рисунке с графиком взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла. Из этих графиков можно увидеть увеличение коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации крыла.
Рассчитана зависимость подъемной силы на режиме взлета для механизированного крыла и с учетом влияния земли. Из графика можно определить допустимый и критический углы атаки на взлете для рассчитываемого самолета. Кроме того, из графика можно определить максимальную и допустимую подъемные силы: ; . Также из графика видно, что допустимая подъемная сила больше силы тяжести при максимальной взлетной массе, это означает, что самолет сможет произвести взлет.
Рассчитаны полетные характеристики самолета - построены графические зависимости коэффициента подъемной силы, коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества от угла атаки. Также из данных зависимостей можно определить максимальное аэродинамическое качество, максимальный коэффициент подъемной силы и допустимый коэффициент подъемной силы при полете на крейсерском режиме: .
Для увеличения подъемной силы самолета рекомендую: увеличить площадь крыла, улучшить механизацию (использованная в курсовой работе проста в конструктивном смысле).
Для увеличения максимального аэродинамического качества крыла рекомендую: увеличить площадь крыла.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
1. Фролов В.А. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов. Учебное пособие. СГАУ - Самара 2000 г.
2. Головин В.А., Филиппов Г.В., Шахов В.Г. Расчет поляр и подбор винта к самолету. Учебное пособие. СГАУ - Самара 1992 г.
Размещено на Allbest.ru
Подобные документы
Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
курсовая работа [1007,9 K], добавлен 24.10.2012Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 17.06.2015Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.
курсовая работа [923,9 K], добавлен 01.03.2015Расчет видов лобового сопротивления самолета. Определение максимального коэффициента подъемной силы. Построение поляры самолета. Расчет маневренных характеристик. Определение возможности полета на заданной высоте. Расчет времени экстренного снижения.
контрольная работа [391,7 K], добавлен 25.11.2016Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.
курсовая работа [662,8 K], добавлен 10.12.2013Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012Проблема обеспечения надежности и работоспособности авиационной техники, безопасности пассажирских авиаперевозок. Процесс подготовки грамотного инженера-авиамеханика. Определение, выбор и расчет геометрических и аэродинамических характеристик самолета.
курсовая работа [531,8 K], добавлен 04.01.2016Общая характеристика самолета АН-124 с двигателями Д-18Т. Построение полетных поляр, кривых потребных и располагаемых тяг. Определение посадочных характеристик в стандартных условиях. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража.
курсовая работа [732,6 K], добавлен 10.02.2014Требования к военно-транспортному стратегическому самолету с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км. Выбор схемы самолета и сочетания основных параметров самолета и его систем. Расчет геометрических, весовых и энергетических характеристик.
курсовая работа [1,6 M], добавлен 28.06.2011
