43414

Расчет несущих свойств самолёта

Курсовая

Астрономия и авиация

Расчет несущих свойств самолёта Cyα= α для малых чисел М полёта с убранными средствами механизации и шасси на высоте полёта Н=0; 2. Расчет поляры самолёта Cyα=Cxα для малых чисел М полёта с убранными средствами механизации и шасси на высоте полёта Н=0; 3. Определение коэффициента лобового сопротивления самолёта Схα0 при Cyα=0 для малых чисел М полёта на высоте Н=0; 4. Оценка режимов полета самолёта на расчетной скорости и высоте полёта крейсерский режим полёта; 5.

Русский

2013-11-06

659 KB

27 чел.

В курсовой работе необходимо выполнить:

1.  Расчет несущих свойств самолёта C= ƒ(α) для малых чисел М полёта с убранными средствами механизации и шасси на высоте полёта Н=0;

2.  Расчет поляры самолёта Cyα=ƒ(C) для малых чисел М полёта с убранными средствами механизации и шасси на высоте полёта Н=0;

3. Определение коэффициента лобового сопротивления самолёта Схα0 при C=0 для малых чисел М полёта на высоте Н=0;

4.  Оценка режимов полета самолёта на расчетной скорости и высоте полёта (крейсерский режим полёта);

5.  Расчет и построение крейсерской поляры без учета волнового сопротивления;

6.  Расчет и построение поляр трансзвукового самолёта (М*<М<1,2);

7.  Расчет и построение полетных поляр для горизонтального полёта для различных высот;

8.  Расчет зависимостей Cyα= ƒ(α) и поляр самолёта для взлётно-посадочных режимов полёта без учета влияния земли;

9.  Расчет зависимости Cyα= ƒ(α) и посадочной поляры Cyα=ƒ(Cxα) с учётом влияния земли;

10. Расчет зависимости Cyα= ƒ(α) и поляры во взлётной конфигурации самолёта с учётом влияния земли.

Основные показатели самолета

Обозначение

Вариант

8

Взлетная масса, кг

Размах крыла, м

Площадь крыла, м²

Площадь подфюзеляжной части крыла,м²

Центральная хорда, м

Концевая хорда, м

Стреловидность по линий ¼ хорды

Угол установки крыла, град,

Угол геометрической крутки, град,

Размах закрылков, м

Размах предкрылков, м

Относительная хорда закрылка,I

m

l

S

Sпф

Во

Вк

Х¼

φо

φкр

l3

lпк

В3

137900

44,84

260,0

62,0

11,0

2,46

28

2

-3

26,6

35,47

0,25

Расстояние от крыла до поверхности земли, м

Длина фюзеляжа, м

Диаметр фюзеляжа, м

Размах горизонтального оперения (ГО),м

Площадь ГО, м²

Центральная хорда ГО, м

Концевая хорда ГО, м

Стреловидность по линий ¼ хорда ГО, град

Размах вертикального оперения (ВО), м

Площадь ВО, м²

Центральная хорда ВО, м

Концевая хорда ВО, м

Стреловидность по линий ¼ хорда ВО, м

Длина гондолы двигателя, м

Диаметр гондолы двигателя, м

h

lго

Sго

Вого

Вкго

X¼го

lво

Sво

Вово

Вкво

X¼во

lгд

dгд

4,92

52,03

5,64

16,94

69,5

5,91

2,22

33

6,43

45,20

7,98

3,20

45

6,40

2,70

Основные показатели самолета

Обозначение

Вариант

8

Углы отклонения закрылков, град

Взлетная тяга двигателя, кН

Кол-во двигателей, шт.

Расчетная высота полета, м.

Крейсерская скорость полета на расчетной высоте, км/ч

p

n

Нрасч

Vрасч

20/30

215,5

2

10000

880

 

Вид механизации (вариант 0):  трехщелевой выдвижной закрылок;   предкрылок.

Основные показатели профиля

Обозначение

Вариант

9

Экспериментальный коэффициент подъемной силы

1,52

Относительная толщина профиля в долях хорды, 1

0,11

Экспериментальное число Рейнольдса

8,3

Коэффициент момента тангажа при

Cm0

-0,0065

Относительная максимальная вогнутость профиля  в долях хорды

0,02

Абсцисса точки вогнутости в долях хорды

0,25

Абсцисса точки максимальной толщины в долях хорды

0,3

Относительная абсцисса центра масс

0,227

Параметры атмосферы:

Геометрическая высота H,м

Температура T, K

Давление

p , Па

Плотность ρ, кг/м³

Скорость звука

a, м/с

Вязкость динамическая

μ, Па*с

Вязкость кинематическая

υ м²/с

Ускорение свободного падения

g, м/с²

0

10000

288,150

223,252

1,01325+5

2,64999+4

1,2250+0

4,13510-1

1,00000

5,80999-1

340,294

299,532

1,7894-5

1,4577-5

1,4607-5

3,5251-5

9,8066

9,7759

  1.  Расчет несущих свойств самолёта C= ƒ(α) для малых чисел М полёта с убранными средствами механизации и шасси на высоте полёта Н=0.

У крыльев с относительным удлинением λ>4 коэффициент подъёмной силы Cлинейно зависит от угла атаки ά до значения C=0,8 Cyα max , соответствующих примерно началу отрыва потока с поверхности крыла , и определяется по формуле:

1.1Угол атаки при C=0  α0 зависит от кривизны профиля крыла f и крутки крыла φкр.:

;                            ;

;               ;

 

1.2 Производную Сαуα для стреловидных крыльев тяжелых самолётов находим по формуле:

где    (коефициет        принимают в пределах 0.95…0.8)

                                    

    

                                 - масса топлива;

1.3 Для построения зависимости C= ƒ(α) необходимо определить значение максимального коэффициента подъёмной силы Суα max, критического угла атаки αкр и допустимого угла атаки αдоп , соответствующего началу отрыва потока с верхней поверхности крыла.

Максимальный коэффициент подъёмной силы определяется по формуле:

kη – поправочный коэффициент, зависящий от сужения крыла:

kχ- поправочный коэффициент, зависящий от стреловидности и сужения крыла:

kRe – поправочный коэффициент, зависящий от числа Рейнольдса Re  и Re0:

     

1.4 Критический угол атаки можно определить, используя формулу:

Значение αдоп определяется следующим образом:

 

       - коэффициент безопасности. В расчетах можно принять в пределах 1,20…1,30.

1.5 Построение зависимости C= ƒ(α) (рис.1) осуществляется следующим образом:

1. На миллиметровую бумагу формата А4 наносим координатные оси : ось абсцисс – ось углов атаки α (масштаб: в 1см = 2);  ось ординат – ось коэффициентов подъёмной силы  C (масштаб: 1см = 0,1 C ).

2. На оси абсцисс откладываем углы α0 (точка 1), αдоп и αкр, и через эти точки  параллельно оси ординат проводим тонкие прямые линии.

3. На оси ординат отмечаем значения 0,8 Cyα max и Cyα max и через эти значения проводим тонкие линии параллельно оси абсцисс.

4. Фиксируем точки пересечения 0,8 Cyα max и αдоп (точка 2) и  Cyα max и αкр (точка 3).

5. Точки 1и 2 соединяем прямой линией.

6. Точки 2и 3 соединяем плавной кривой линией.

  1.  Расчет поляры самолёта Cyα=ƒ(C) для малых чисел М полёта с убранными средствами механизации и шасси на высоте полёта Н=0.

При малых числах М полета (М≈0,2) коэффициент лобового сопротивления самолёта :

где Схα- коэффициент сопротивления самолёта при C=0 (коэффициент сопротивления за счёт сил трения);  Схαi- коэффициент индуктивного сопротивления самолёта;   ∆Схр- поправка, учитывающая изменение профильного сопротивлении, обусловленное перераспределением давления по поверхности крыла  при α≠α0.

2.1 Определение коэффициента лобового сопротивления самолёта  Схα0 при C=0 для малых чисел М полёта на высоте Н=0.

С учетом интерференции лобовое сопротивление для крыльевых элементов или тел вращения при C=0 определяю по формуле при малых числах М:

где  - суммарный коэффициент сопротивления трения, равный удвоенному коэффициенту сопротивления трения эквивалентной пластины (определяется по графику 2Сf=ƒ(Re,));   kс - коэффициент, учитывающий влияние относительной толщины элемента на его сопротивление.

Интерференцию между крылом и фюзеляжем при дозвуковых скоростях полёта учитывают коэффициентом kи , который определяется зависимостью (k=0.5 для низкоплана):

                                     

                              

В качестве характерного размера при определении числа Re для крыльевых элементов принимаем среднюю геометрическую хорду крыла (горизонтального и вертикального оперений)  , для тел вращения – длину тела вдоль потока (lф и lг).

С учетом вышеприведённых формул расчетная формула для определения  принимает вид: , где n- число элементов, а множитель (1,03…1,05)  учитывает дополнительное сопротивление от неучтённых мелких деталей (антенны, мелкие выступы и т.д.);  Схαк- коэффициент сопротивления отдельного элемента, который определяется зависимостью: .

- расчетная площадь элемента самолёта; полная («смоченная») боковая поверхность для крыльевых элементов определяется как Sом=2S. Для тел вращения Sом может быть определена по приближенной формуле: .

Расчет Схα0 самолёта сводится в таблицу 1.

Расчетная величина

Крыльевые элементы

Тела вращения

крыло

ГО

ВО

фюзеляж

гондолы двигателя

Re

2.743×107

1.941×107

3.325×107

2.461×108

3.027×107

0.3

0

0

0

0

0.0049

0.0068

0.0061

0.0053

0.0059

,

0.11

0.11

0.11

9.225

2.37

kс

1.25

1.31

1.31

1.07

1.72

kи

0.97

1

1

1

1

Схαк

0.0059

0.0089

0.008

0.0052

0.01

260,0

69.5

45.2

396.156

23.33

число эл-тов n

1

1

1

1

2

1.534

0.619

0.362

2.2

0.467

5,18

Схα0

0.02

2.2. Расчет и построение поляры самолёта.

Известно, что коэффициент индуктивного сопротивления Схi зависит от коэффициента подъёмной силы самолёта C, эффективного относительного удлинения крыла эф и коэффициента , зависящего от формы крыла в плане, и определяется по формуле:  ,  где  определяется по графику δ=ƒ(λ,η). δ=0.119

Коэффициент сопротивления Схр при C0 определяется по формуле:   где  - относительный коэффициент подъёмной силы.

Расчет поляры Cyα=ƒ(C) удобно вести в табличной форме (табл.2).

α

00

20

40

50

60

70

80

90

100

120

14.350

C

0.076

0.246

0.416

0.501

0.586

0.671

0.756

0.841

0.926

1.096

1.296

0.063

0.204

0.345

0.415

0.486

0.556

0.626

0.697

0.767

0.908

1.074

Схр

1.779×10-7

6.64×10-6

4.29×10-6

6.67×10-7

4.125 ×

10-5

2.32×10-4

7.82×10-4

2.073 ×

10-3

4.63×10-3

0.017

0.059

C2

0.0058

0.0605

0.173

0.251

0.343

0.450

0.572

0.707

0.858

1.201

1.68

Схi

3.466×10-4

0.0036

0.01

0.015

0.02

0.027

0.034

0.042

0.051

0.072

0.1

Схα

0.02

0.024

0.03

0.035

0.04

0.047

0.055

0.064

0.076

0.109

0.179

По данным табл.2 строим поляру 1-го рода, на которой отмечаем углы атаки (рис.2).

  1.  Оценка режимов полета самолёта на расчетных скорости и высоте полёта (крейсерский режим полёта).

На этом этапе мы выясняем, к какому режиму полёта по числам М принадлежит самолёт, и определяем критические значения чисел М (М*) для такого самолёта. При М<М* крейсерский режим полёта дозвуковой (волновое сопротивление отсутствует) и при М>М* крейсерский режим полёта трансзвуковой (при наличии волнового сопротивления).

В приближенных расчетах за критическое число М* принимается М* крыла.

При Суα=0 критическое число М (М*0) определяется по формуле:

При Суαα ≠0 критическое число М (М*) определяют по формуле:

Расчет критического числа М* сводят в табл.3.

Суα

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1.0

М*

0.741

0.721

0.697

0.667

0.634

0.597

0.557

0.514

0.468

0.419

По данным табл.3 строим график М*=f(Cуα) (рис.3) и на его поле наносим расчетные значения Мрасч и Суαрасч.

Значение  Суαрасч определяем из условия обеспечения горизонтального полёта на расчетной высоте:.

где  mрасч – расчетная масса самолёта:;    

mт – масса топлива,  mт=(0,2…0,4)mвзл .

Так как расчетная точка находится выше кривой зависимости  М*=f(Cуα) (точка А), то самолёт по режиму полёта находится в трансзвуковой области. Следственно необходимо определить волновое сопротивление, рассчитать и построить семейство поляр для ряда чисел М полёта.

  1.  Расчет и построение крейсерской поляры без учета волнового сопротивления.

Каждую из поляр семейства можно построить, если построена некоторая «условная поляра» при Мрасч=VрасчН и при Reрасч.

                    

Условность построения поляры заключается в том, что при Мрасч для трансзвукового самолёта волновое сопротивление не равно 0, т.е. поляра рассчитывается без учета волнового сопротивления. Это – вспомогательная поляра.Коэффициент сопротивления крыльевых элементов и тел вращения (с учетом влияния сжимаемости воздуха на сопротивление трения плоской эквивалентной пластины) будут определятся по формуле:.Коэффициент Км может быть определён по графику.

Учитывая, что , сводим расчеты в табл.4 и табл.5.

Расчетная величина

      Крыльевые элементы

Тела вращения

крыло

ГО

ВО

фюзеляж

гондолы двигателя

Re

4.02×107

2.85×107

4.87×107

6.4×107

1.64×107

0.3

0

0

0

0

0.0041

0.0056

0.0052

0.0048

0.0061

,

0.11

0.11

0.11

9.225

2.37

kс

1.25

1.31

1.31

1.07

1.72

kи

0.94

1

1

1

1

Kм

1.23

1.23

1.23

0.96

1.14

0.0059

0.009

0.0084

0.0049

0.012

260,0

69.5

45.2

396.156

23.33

число эл-тов n

1

1

1

1

2

1.534

0.626

0.38

1.95

0.56

5.05

0.02

Табл.5.

Суα

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1.296

C2

0

0.01

0.04

0.09

0.16

0.25

0.36

0.49

0.64

0.81

1.68

Схi

0

5.976

×10-4

0.00239

0.00538

0.0096

0.015

0.022

0.027

0.038

0.048

0.1

0.02

Схα

0.02

0.02

0.0223

0.0254

0.0296

0.035

0.042

0.047

0.058

0.068

0.12

  1.  Расчет и построение поляр трансзвукового самолёта (М*<М<1,2).

В случае если М≥М* коэффициент лобового сопротивления самолёта определяем по формуле:

,

где  - коэффициент сопротивления самолёта при Суα=0 в крейсерском режиме полёта с учетом сжимаемости;  Схαi – коэффициент индуктивного сопротивления самолёта; Cх0b – коэффициент профильно-волнового сопротивления при Суα=0;  Сxib – коэффициент индуктивно-волнового сопротивления при Суα=0.

Коэффициент Схαi определяется по формуле: .

Коэффициент профильно-волнового сопротивления рассчитывается по формуле: .

Значения Мi- расчетные числа М полёта.

Мcxbmax- число М полёта, соответствующее максимальному значению волнового сопротивления самолёта при Суα=0 и определяется по формуле:

Коэффициент индуктивно-волнового сопротивления вычисляется для  расчетных значений чисел Мi по формуле:, где δсж – поправочный коэффициент, учитывающий влияние геометрических форм крыла и режимов полёта и может быть определён по формуле: .

Расчет ведется в табличной форме (табл.6) для каждого числа Мi с учетом прироста.

5.1   М1=0.791;    С1хα0=0.02;     

Суα

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

δсж

0.0047

0.013

0.031

0.071

0.144

0.272

0.477

0.792

Схαi

5.976

×10-4

0.00239

0.00538

0.0096

0.015

0.022

0.027

0.038

Сxib

2. 8×10-6

3.1×10-5

1.67×10-4

6.8×10-4

0.0022

0.006

0.013

0.03

Схα

0.022

0.024

0.027

0.031

0.038

0.049

0.061

0.089

5.2   М2=0.841;    С1хα0=0.02;     

Суα

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

δсж

0.037

0.064

0.111

0.196

0.33

0.541

0.853

1.302

Схαi

5.976

×10-4

0.00239

0.00538

0.0096

0.015

0.022

0.027

0.038

Сxib

2.21×10-5

1.53

×10-4

5.97

×10-4

0.0019

0.005

0.012

0.023

0.049

Схα

0.027

0.029

0.032

0.038

0.046

0.06

0.076

0.113

 

5.3   М3=0.891;    С1хα0=0.02;     

Суα

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

δсж

0.126

0.183

0.272

0.419

0.632

0.946

1.388

1.966

Схαi

5.976

×10-4

0.00239

0.00538

0.0096

0.015

0.022

0.027

0.038

Сxib

7.5×10-5

4.4×10-4

0.0015

0.004

0.0095

0.02

0.037

0.075

Схα

0.041

0.043

0.047

0.054

0.065

0.082

0.104

0.153

По данным табл.6 строим поляры для ряда чисел М полёта (рис.4).

  1.  Расчет и построение полетных поляр для горизонтального полёта для различных высот.

Полётной полярой или полярой горизонтального полёта называется зависимость Суα=f(Схα, Н), построенная для фиксированных высот полёта и массы самолёта при различных числах М.

Для построения полётных поляр применяем уравнение горизонтального полёта: или , в котором значение скорости заменяем произведением М×ан:

При заданной высоте полёта вышеприведённое уравнение задает связь между Суα и М и дает возможность рассчитать и построить полётные поляры. Расчет удобно вести в табличной форме (табл.7).

6.1   Н=0;   S=260 м2 ;   ρн =1,225 кг/м3;   а= 340,294 м/с ;   g= 9,8066 м/с2 ;

 

М

М1= 0.791

М2= 0.841

М3= 0.891

Суα

0.094

0.083

0.074

 

6.2   Н=3 км ;   S=260 м2 ;   ρн =0.909254кг/м3;   а= 328,584 м/с ;   g= 9,7974 м/с2 ;

 

М

М1= 0.791

М2= 0.841

М3= 0.891

Суα

0.135

0.12

0.107

6.3   Н=6 км ;   S=260 м2;   ρн =0.660111кг/м3;   а= 316,452 м/с ;   g= 9,7882 м/с2 ;

 

М

М1= 0.791

М2= 0.841

М3= 0.891

Суα

0.186

0.165

0.147

6.4   Н=9км;  mрасч=137900кг;  S=260м2;   ρн=0,467 ;  ан = 308,848;  g=9,7789 ;

 

М

М1= 0.791

М2= 0.841

М3= 0.891

Суα

0.298

0.263

0.235

6.5  Н=12км; mрасч=137900кг;  S=260м2;   ρн=0,312;  ан = 295,069;  g=9,7699 ;

 

М

М1= 0.791

М2= 0.841

М3= 0.891

Суα

0.488

0.432

0.384

По данным табл.7 строим полетные поляры. Их построение удобно проводить на графике, показанном на рис.4.

  1.  Расчет зависимостей C= ƒ(α) и поляр самолёта для взлётно-посадочных режимов полёта без учета влияния земли.

  1.   Расчет и построение зависимости C= ƒ(α) для посадочной конфигурации самолёта.

Зависимость C= ƒ(α) для самолёта с механизацией может быть получена исходя из зависимости C= ƒ(α) , полученной ранее (см.разд.1, рис.1).

Изменение угла атаки нулевой подъёмной силы ∆α0 от механизации передней кромки крыла может быть определенно по графику:

∆α0=30º=0,523рад;      Тогда: ∆α0 =0,15рад=8,6º

  ΔСуα max мех = 1.6;

   

В случае стреловидного крыла для исходного механизированного крыла приращение максимального коэффициента подъёмной силы:

 

Значение максимального коэффициента подъёмной силы самолёта в посадочной конфигурации:

Но поскольку механизирована и передняя кромка крыла, то максимальный коэффициент подъёмной силы самолёта в посадочной конфигурации:

 

По формулам, приведенным в разд.1 находим критические и допустимые углы атаки:

 

Значение αдоп определяется следующим образом:

 

Построение зависимости C= ƒ(α) в посадочной конфигурации с учётом механизации задней кромки крыла показано на рис.5, а на рис.6. изображена та же зависимость с учетом механизации передней и задней кромок.

7.2.  Расчёт посадочной поляры без учёта влияния земли.

   Расчет и построение поляры с механизацией для посадочной конфигурации самолёта выполняется так же, как и в предыдущем случае (см.разд.2).Здесь следует только учесть дополнительное сопротивление от механизации и от выпущенных шасси.

 Дополнительное лобовое сопротивление от механизации зависит от типа механизации, её геометрических размеров и угла отклонения механизации. Прирост коэффициента лобового сопротивления от механизации (без учёта особенностей конструкции) можно приближённо определить по формуле:

 

где ∆Схα мех - прирост коэффициента лобового сопротивления от механизации при  (определяется по графику рис.14 в методичке).

Сопротивление от шасси можно принять:

.

Здесь Схα0 – значение коэффициента лобового сопротивления при Суα=0 для самолёта без механизации, которое определено в разделе 2.

Полный коэффициент лобового сопротивления самолёта в посадочной конфигурации определяется как сумма:

.

∆Схα мех=0,12

Расчёт посадочной поляры будем вести в табличной форме (табл.10).

+ =0,048+0,01+0,02=0,078   

;         ;                                                

     Таблица 10.

Суα

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1

0

0,0829

0,166

0,249

0,331

0,414

0,497

0,58

0,663

0,746

0,829

0

0

0

0

0

0

5.7×10-5

3.7×10-4

0,0013

0,0037

0,0086

С2уα

 0

0,01

0,04

0,09

0,16

0,25

0,36

0,49

0,64

0,81

1

Схαì

0

0,0006

0,0024

0,0054

0,0095

0,015

0,025

0,029

0,038

0,048

0,06

0,0675

0,079

0,08

0,083

0,087

0,093

0,103

0,107

0,117

0,13

0,147

Суα

1,1

1,2

1,3

1,4

1,5

1,565

0,911

0,994

1,077

1,16

1,243

1,297

0,018

0,034

0,06

0,102

0,164

0,219

С2уα

1,21

1,44

1,69

1,96

2,25

2,45

Схαì

0,072

0,086

0,101

0,117

0,134

0,146

0,168

0,198

0,176

0,195

0,216

0,24

По данным табл.10 построим посадочную поляру без учёта влияния земли  (рис. 7).

По данным табл.8 строим посадочную поляру без учёта влияния земли (рис.7).

7.3.   Расчет зависимости C= ƒ(α) и посадочной поляры C=ƒ(C) с учётом влияния земли.

 

При полёте самолёта вблизи земли физические условия обтекания потоком воздуха крыла существенно изменятся: поверхность земли ограничивает скос потока за крылом и не позволяет ему обтекать крыло подобно тому, как это происходит вдали от поверхности земли. За счет экранного действия земли скос потока у крыла уменьшается и, значит, уменьшается индуктивное сопротивление.

 Экранное действие земли влияет не только на индуктивное сопротивление, но и на подъёмную силу.

   Теоретические и экспериментальные исследования показали, что с приближением к поверхности земли зависимость коэффициента подъёмной силы крыла от угла атаки изменяется следующим образом:

- в эксплуатационном диапазоне углов атаки α0< α <αдоп  коэффициент подъёмной силы увеличивается на         

где - приращение коэффициента подъёмной силы за счет экранного эффекта поверхности земли;

    - относительное расстояние от задней кромки закрылка, отклоненного на δпос, до поверхности земли:

  – расстояние от задней кромки закрылка отклонённого на δпос до поверхности земли;

h- расстояние от крыла до поверхности земли.

   Если в эксплуатационном диапазоне углов атаки подъёмная сила увеличивается, то при критическом значении угла атаки, подъёмная сила уменьшается за счёт более раннего отрыва потока с поверхности крыла. Таким образом, максимальный коэффициент подъёмной силы крыла с механизацией уменьшается на

                        

Построим зависимость C= ƒ(α) при посадке самолёта с учётом влияния земли (рис.8).

                                                                                                                                                                                                                                  

 

 

Расчёт посадочной поляры с учётом влияния поверхности земли аналогичен расчету поляры без учёта влияния земли, однако при расчёте индуктивного сопротивления необходимо в качестве относительного удлинения крыла использовать некоторое фиктивное относительное удлинение крыла:

где λэф- эффективное относительное удлинение крыла;

 l-размах крыла;     h- высота от крыла до поверхности земли.

Расчёт поляры будем вести в табличной форме, аналогично табл.10.

;         ;                                                                   

+ =0,048+0,01+0,02=0,078

               

 

Таблица 11.

Суα

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1

0

0,0488

0,098

0,146

0,195

0,244

0,293

0,34

0,39

0,439

0,488

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0

0,00004

С2уα

0

0,01

0,04

0,09

0,16

0,25

0,36

0,49

0,64

0,81

1

Схαì

0

0,00024

0,00096

0,0022

0,0039

0,006

0,0087

0,012

0,015

0,02

0,024

0,078

0,0782

0,079

0,0802

0,082

0,084

0,087

0,09

0,093

0,098

0,102

Суα

1,1

1,2

1,3

1,4

1,5

1,565

0,537

0,585

0,634

0,683

0,731

0,763

0,00015

0,0004

0,00088

0,0017

0,0031

0,0044

С2уα

1,21

1,44

1,69

1,96

2,25

2,45

Схαì

0,035

0,037

0,041

0,047

0,057

0,059

0,113

0,115

0,12

0,126

0,136

0,138

 По расчётным данным табл.11 построим посадочную поляру с учётом влиянии земли (рис.9).

7.4.    Расчет зависимости C= ƒ(α) и поляры во взлётной конфигурации самолёта с учётом влияния земли.

Взлётные поляры необходимы для расчета взлётных характеристик самолёта и взлётной конфигурации. В курсовой работе построим одну взлётную поляру, соответствующую условиям разбега самолёта, т.е. с учётом влияния земли.

         Полное приращение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации самолёта будет равно:

                

 

         

Исходное механизированное крыло на взлете имеет следующие геометрически параметры:

δ′взл = δмех=20; .

                  

                      

    

Чтобы построить зависимость C= ƒ(α) при взлете с учетом влияния земли, сначала построим зависимость C= ƒ(α) при взлете без учета влияния земли. Для этого найдем изменение угла атаки нулевой подъёмной силы ∆α (по рис.11 в методичке):             Имеем:  δмехвзл =20º=0,349рад;   

                         Тогда: ∆α0 =0,11 рад=6,3º

Тогда приращение коэффициента подъёмной силы:

   Значение максимального коэффициента подъёмной силы самолёта при взлетной конфигурации:

.

      

В эксплуатационном диапазоне углов атаки α0< α <αдоп  коэффициент подъёмной силы увеличивается от коэффициента подъёмной силы при взлете без учета земли на:       

 

По етих даных построим зависимость C= ƒ(α) при взлете самолёта с учётом влияния земли (рис.10).

Проведем расчёт взлетной поляры с учётом влияния поверхности земли

               

∆Схα мех=0,045

Расчёт поляры будем вести в табличной форме, аналогично табл.10.

;         ;                                                                   

+ =0,018+0,01+0,02=0,048

                          Таблица 12.

Суα

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1

0

0,066

0,131

0,197

0,246

0,329

0,394

0,46

0,526

0,591

0,657

0

0

0

0

0

0

0

0

0,00012

0,00044

0,0012

С2уα

0

0,01

0,04

0,09

0,16

0,25

0,36

0,49

0,64

0,81

1

Схαì

0

0,00024

0,00096

0,0022

0,0039

0,006

0,0087

0,012

0,015

0,02

0,024

0,048

0,0482

0,049

0,0502

0,052

0,054

0,057

0,06

0,063

0,068

0,073

Суα

1,1

1,2

1,3

1,4

1,5

1,6

1,628

0,723

0,788

0,854

0,92

0,97

0,986

1.07

0,0028

0,0058

0,011

0,019

0,028

0,032

0,058

С2уα

1,21

1,44

1,69

1,96

2,25

2,56

2,65

Схαì

0,035

0,037

0,041

0,047

0,057

0,062

0,064

0,0858

0,0908

0,1

0,114

0,133

0,142

0,17

 По расчётным данным табл.12 построим взлетную поляру с учётом влиянии земли (рис.11).

Для удобства все аэродинамические характеристики представим на одном сводном графике (рис.12 та рис. 13).

Следовательно, в даной работе мы по заданым параметрам и данным самолета подсчитали и представили в графической форме все его аэродинамические характеристики, как то: несущие свойства, зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки, поляры самолета для разных режимов полета. Под разными режимами подразумевались: полет при малых числах М с убранными средствами механизации и шасси на нулевой высоте, крейсерский режим, с учетом волнового сопротивления на трансзвуковой скорости, взлетно-посадочные режимы с учетом и без учета влияния земли. На сводном графике была представлена сравнительная характеристика каждого из режимов.


Содержание

Раздел

Стр.

Задание

1

1.Расчет несущих свойств самолёта C= ƒ(α) для малых чисел М полёта с убранными средствами механизации и шасси на высоте полёта Н=0.

3

2.Расчет поляры самолёта Cyα=ƒ(C) для малых чисел М полёта с убранными средствами механизации и шасси на высоте полёта Н=0.

4

3.Оценка режимов полета самолёта на расчетных скорости и высоте полёта (крейсерский режим полёта).

6

4.Расчет и построение крейсерской поляры без учета волнового сопротивления.

7

5.Расчет и построение поляр трансзвукового самолёта (М*<М<1,2).

8

6.Расчет и построение полетных поляр для горизонтального полёта для различных высот.

9

7.Расчет зависимостей C= ƒ(α) и поляр самолёта для взлётно-посадочных режимов полёта без учета влияния земли.

10

7.1.Расчет и построение зависимости C= ƒ(α) для посадочной конфигурации самолёта.

10

7.2.Расчёт посадочной поляры без учёта влияния земли.

11

7.3.Расчет зависимости C= ƒ(α) и посадочной поляры Cyα=ƒ(C) с учётом влияния земли.

12

7.4.Расчет зависимости C= ƒ(α) и поляры во взлётной конфигурации самолёта с учётом влияния земли.

13

PAGE   \* MERGEFORMAT 18


EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3

EMBED Equation.3


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

32679. РЕСТРУКТУРИЗАЦИЯ БИЗНЕСА В РОССИИ 98 KB
  В процессе реструктуризации может происходить совершенствование системы управления предприятием, изменение финансово-экономической политики, операционной деятельности, систем маркетинга, сбыта и управления персоналом
32680. Детальний маркетинговий аналіз препарату «Арбідол» 364.5 KB
  Інтерферон безпосередньо не інактивує віруси або їх нуклеїнові кислоти, не перешкоджає адсорбції і проникненню вірусу в клітину, а також його депротеїнізації. Інтерферон проявляє свою дію на внутрішньоклітинному етапі репродукції вірусу. Механізм взаємодії інтерферону з клітинами, в яких він індукує антивірусний стан
32681. Гемопоэз 102 KB
  Процесс образования и развития клеток крови – гемопоэз кроветворение. Чтоб гемопоэз протекал нормально он должен быть обеспечен всем необходимым для построения клеток крови. Анемия – состояние при котором снижается способность крови переносить кислород т. Железо адсорбируется главным образом в тонком кишечнике при дефиците Fe и его высокое содержание в крови уменьшает адсорбцию.
32682. Шляхи енергозбереження в навчальному закладі та вдома 358.5 KB
  Проблема енергозбереження для України є однією з найважливіших. Це пов’язане з тим, що енергетика України найбільш енерговитратна у світі. А в умовах переходу економіки на ринкові відносини та входження до світового економічного простору, в умовах гострої економічної кризи
32683. Аптечне виготовлення косметичних кремів 355 KB
  Клінічна (лікарська) косметологія зазвичай має справу з окремими випадками, що нерідко вимагають грунтовного вивчення лікарем-косметологом фізіологічного стану пацієнта, у звязку з чим існує необхідність індивідуального підходу до рецептури деяких косметичних препаратів.
32684. ИНФОРМАТИКА В 11 КЛАССЕ. КОНСПЕКТЫ УРОКОВ 5.49 MB
  Пособие содержит проекты уроков, описывающие цели обучения, тип урока, требования к знаниям и умениям учащихся, а также ссылки на программное и методическое обеспечение урока. Методические рекомендации к уроку содержат описание его этапов с указанием методов обучения и форм организации познавательной деятельности учащихся.
32685. Особливості впливу послуг на рівень сервісу в готелі «Формула-Плюс» 930.5 KB
  Тенденції сучасного економічного розвитку характеризуються динамізмом зовнішнього середовища, загостренням конкурентної боротьби та змінами у площині потреб і мотивацій споживачів. Ринки стають все більш динамічними...
32686. Приемы экономического анализа 88.5 KB
  Экономический анализ широко используется для оценки финансовой деятельности предприятия как всемирно признанный инструмент обоснования хозяйственных решений в современных условиях. Экономический анализ предусматривает применение способов и приемов
32687. Прогноз развития производства молока в СПК «Нива» Уренского района Нижегородской области 357 KB
  Цель настоящего исследования – на основании нормативных, законодательных материалов, научной и специальной литературы, изучить проблему планирования на предприятии, а в частности, рассчитать и проанализировать прогноз развития производства молока.