Материал: Поляры транспортного самолёта
Поляры транспортного самолёта
Министерство образования и науки Российской Федерации
Национальный исследовательский Иркутский государственный технический университет
Кафедра самолётостроения и
эксплуатации авиационной техники
Пояснительная записка к курсовой работе
по дисциплине: Аэродинамика
Тема:
Поляры транспортного самолёта
Иркутск - 2014
Задание на курсовую работу
По курсу: Аэродинамика
Студенту: Дорошенко Юрию Леонидовичу
Тема работы: Поляры транспортного самолета
Общие исходные данные:
|
№ вариант |
2 |
|
Тип и количество двигателей |
2хДТРД |
|
Статическая тяга, (кГ) мощность одного двигателя |
7030 |
|
Размах крыла, м |
31,55 |
|
Площадь крыла, мм2 |
120,25 |
|
Относительная толщина профиля, % |
12 |
|
Взлётный вес самолета, кГ |
53000 |
|
Крейсерская скорость, км/ч |
720 |
|
Расчётная высота, м |
10000 |
|
Угол нулевой подъёмной силы α0 |
-1,6 |
|
α0 = |
5,85 |
|
|
0,240 |
|
|
-0,0028 |
Выполнить пояснительную записку:
1) Подготовка исходных данных для расчета;
) Расчет и построение кривых зависимости 
:
расчет и построение кривых зависимости 
;
расчет и построение вспомогательной кривой ;
расчет и построение взлетных кривых ;
расчет и построение посадочных кривых ;
расчет и построение крейсерских кривых ;
) Расчет и построение поляр:
расчет и построение вспомогательной поляры;
расчет и построение взлетных поляр;
расчет и построение посадочных поляр;
расчет и построение крейсерских поляр;
расчет и построение полетных поляр.
Рекомендуемая литература:
. И.И. Логвинов, И.Н. Гусев, В.М. Гарбузов «Поляры транспортного самолета» учебное пособие, издательство Иркутского государственного университета 2002 г;
2. А.Н. Базилевский, А.М. Переверзев «Расчёт поляр самолета» пособие по выполнению курсовой работы, издательство Киевского ордена трудового красного знамени института инженеров гражданской авиации 1973г.
Дата выдачи задания 20 сентября 2014 г.
Дата представления проекта руководителю 20 декабря 2014 г.
Руководитель курсовой работы
СОДЕРЖАНИЕ
Введение
. Подготовка исходных данных
. Расчет и
построение кривых 
.1 Расчет и
построение кривой зависимости 
.2 Расчет и
построение вспомогательной кривой 
.3 Расчет и
построение взлетных кривых 
.4 Расчет и
построение посадочных кривых 
.5 Расчет и
построение крейсерских кривых 
. Расчет и
построение поляр 
.1 Расчет и построение вспомогательной поляры
.2 Расчет и построение взлетных поляр
.3 Расчет и построение посадочных поляр
.4 Расчет и построение крейсерских поляр
.5 Расчет и построение полетных поляр
Заключение
Список использованных источников
Приложение
Введение
Цель курсовой работы по курсу "Аэродинамика" - закрепление и развитие знаний студентов в области аэродинамики самолета.
Курсовая работа выполняется в соответствии с учебным графиком и оформляется в виде пояснительной записки на стандартных листах в сброшюрованном виде.
Аэродинамические характеристики летательных аппаратов зависят от многих факторов. Поскольку существует большое разнообразие форм летательных аппаратов, то создать общий метод расчета аэродинамических характеристик является чрезвычайно трудной задачей.
В методическом пособии нашли отражение инженерные методики расчета аэродинамических характеристик самолетных конфигураций, особенностями которых являются: специфические профили, фюзеляжи произвольного поперечного сечения, несимметричное расположение крыла относительно оси фюзеляжа, влияние механизации крыла.
Метод расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов основан на экспериментальных данных, обработанных в параметрах подобия. Пособие содержит метод расчета аэродинамических характеристик самолета на дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях.
При определении суммарных аэродинамических характеристик реальный летательный аппарат заменяется схематизированным. Самолет расчленяется на простейшие элементы, поддающиеся расчету. Выделяются крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, фюзеляж.
При схематизации крыла криволинейные кромки заменяют прямолинейными, но так, чтобы площадь в плане не изменялась. Расчет аэродинамических характеристик проводится для изолированного крыла. Под изолированным понимается крыло, составленное из двух консолей без подфюзеляжной части.
Фюзеляж заменяется эквивалентным телом вращения. Диаметр эквивалентного
тела вращения определяется через площадь миделевого сечения элемента. Выделяются
носовая, цилиндрическая и кормовая части элемента.
1. Подготовка исходных данных
Исходные данные частично приведены в задании на курсовую работу в соответствии с 3 вариантом, а, в основном, определяются путем масштабных измерений (Приложение, рис. 1-3), рассчитываются с использованием выданной аэродинамической схемы самолета и сводятся в таблицу 1.
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:
Таблица 1
Исходные данные
|
Элемент самолета |
Параметр, размерность |
Обозначение, формула |
Числовое значение |
|
1 |
2 |
3 |
4 |
|
Крыло |
Размах, м |
|
|
|
|
Площадь, м2 |
|
|
|
|
Хорда средняя, м |
|
|
|
|
Хорда центральная, м |
|
|
|
|
Хорда концевая, м |
|
|
|
|
Сужение |
|
|
|
|
Относительная толщина профиля |
|
|
|
|
Относительная координата максимальной толщины |
|
|
|
|
Относительная кривизна профиля, % |
|
|
|
|
Угол атаки нулевой подъемной силы, град |
|
|
|
|
Относительная координата фокуса профиля |
|
|
|
|
Стреловидность по линии максимальных толщин, град |
|
|
|
|
Стреловидность по линии фокусов, град |
|
|
|
|
Удлинение геометрическое |
|
|
|
|
Относительная площадь, занятая фюзеляжем |
|
|
|
|
Относительная площадь крыла, занятая гондолами двигателя |
|
0,098 |
|
|
Относительная площадь, не обтекаемая потоком |
|
|
|
|
Удлинение эффективное |
|
|
|
|
Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки, 1/град |
|
|
|
|
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС |
|
|
|
|
Коэффициент
момента профиля при |
|
|
|
|
Расстояние от крыла до земли при взлете, посадке, м |
|
|
|
Закрылок двухщелевой |
Относительная хорда |
|
|
|
|
Хорда |
|
|
|
|
Размах закрылков, м |
|
|
|
|
Площадь крыла, обслуживаемая закрылками |
|
|
|
|
Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками |
|
|
|
|
Угол отклонения при взлете, град |
|
|
|
|
Угол отклонения при посадке, град |
|
|
|
|
Угол стреловидности по оси шарниров, град |
|
|
|
|
Расстояние от крыла до земли при взлете, м |
|
|
|
|
Расстояние от крыла до земли при посадке, м |
|
|
|
|
Хорда средняя крыла с выпущенным закрылком, м |
|
|
|
Горизонтальное оперение |
Хорда, м |
|
|
|
|
Относительная толщина |
|
|
|
|
Размах, м |
|
|
|
|
Площадь, м2 |
|
|
|
|
Удлинение |
|
|
|
|
Стреловидность по линии фокусов, град |
|
|
|
|
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС |
|
|
|
|
Хорда руля высоты, м |
|
|
|
|
Площадь руля высоты, м2 |
|
|
|
Вертикальное оперение |
Средняя хорда, м |
|
|
|
|
Размах, м |
|
|
|
|
Площадь, м2 |
|
|
|
|
Относительная толщина |
|
|
|
|
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС |
|
|
|
Пилон |
Хорда средняя, м |
|
|
|
|
Относительная толщина |
|
|
|
|
Площадь, м2 |
|
|
|
|
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС |
|
|
|
Фюзеляж |
Длина, м |
|
|
|
|
Диаметр миделя, м |
|
|
|
|
Площадь миделя, м2 |
|
|
|
|
Удлинение |
|
|
|
|
«Смоченная» поверхность, м2 |
|
|
|
|
Длина носовой части, м |
|
|
|
|
Удлинение носовой части |
|
|
|
|
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС |
|
|
|
Гондола двигателя |
Длина, м |
|
|
|
|
Диаметр миделя, м |
|
|
|
|
Удлинение |
|
|
|
|
«Смоченная» поверхность, м2 |
|
|
|
|
Длина носовой части, м |
|
|
|
|
Удлинение носовой части |
|
|
|
|
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС |
|
|
|
Гондола шасси |
Длина, м |
|
|
|
|
Диаметр миделя, м |
|
|
|
|
Удлинение |
|
|
|
|
«Смоченная» поверхность, м2 |
|
|
|
|
Длина носовой части, м |
|
|
|
|
Удлинение носовой части |
|
|
|
|
Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС |
|
|
|
Общие данные |
Взлетный вес самолета, кГ |
|
|
|
|
Расчетная скорость полета, км/ч |
|
|
|
|
Тип и количество двигателей |
|
|
|
|
Для ГТД - статическая тяга одного двигателя на нулевой высоте, кГ |
|
|
|
|
Расчетная высота полета, м |
|
|
31,55
120,25
3,811
6,766
1,938
3,491
0,12
0,4
3,5
-1,6
0,25
26
28
8,278
0,247
Sгд/S
0,345
6,154
0,071
0
-0,055
3,36
0,3
0,792
17,43
79,9
0,6628
30
55
18
2,788
2,424
4,58
2,82
0,1
11,47
32,72
4,021
34
0
1,95
9,2
3,174
6,39
20,28
0,1
0
3,92
0,09
0,78
0
35,13
2,226
3,89
15,785
195,456
7,54
3,388
0
5,61
1,47
3,816
20,618
2,74
1,864
0
5,22
1,01
5,168
13,18
2,5
2,475
0
53000
720
2хДТРД
7030
2.
Расчет и построение кривых
.1
Расчет и построение кривой зависимости 
Критическое
число Маха называют отношение скорости полета самолета к скорости звука на
высоте полета 
.
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)
где
удлинение эффективное (табл.1);
относительная
толщина профиля (табл.1);
стреловидность
по линии фокусов (табл.1).
Результаты
расчета занесены в табл. 2.
Таблица 2
Зависимость Mкр=f(cya)
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
00,10,20,30,40,50,60,7
0,7340,7320,7250,7150,7010,6820,660,633
По
данным табл. 2 строим график 
(Приложение,
рис.4)
Чтобы
охарактеризовать самолет по числу Маха, надо определить число 
полета, соответствующее расчетной полетной скорости 
на высоте 
, а также
значение 
полета. Для этого можно воспользоваться 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), 
кГ;
полный
запас топлива, кГ (Табл.4 [1])
;
расчетная
скорость полета, м/с (табл.1), 
км/ч =
200 м/c;
площадь
крыла, м (табл.1), S = 120,25 м2;
ускорение
свободного падения, м/с2, 
Подставляя значения в формулы (2), (3),(4) получаем:
;
Точка
А лежит ниже кривой, но близко к ней 
(Приложение,
рис.4), волновое сопротивление присутствует. Так как самолёт турбореактивный,
то расчёт следует применять как для трансзвукового.
.2
Расчет и построение вспомогательной кривой 
Для
построения вспомогательной кривой (шасси и
средства механизации крыла убраны, полет происходит на нулевой высоте Н=0,
влияние экрана земли отсутствует, скорость полета минимальная) достаточно иметь
пять точек.
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)
Определяем
по формулам:
; (6)
; (7)
, (8)
где
угол нулевой подъемной силы (табл.1), 
угол
атаки, который может быть задан произвольно, 