Аэродинамический расчет самолета

Содержание

Введение

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета V_{min теор}

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета V_нв (М_нв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета V_кр (М_кр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета V_max (М_max)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников

 

Введение

 

Динамика полета - это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. Решение их позволяет определить летные характеристики самолета, характеризуемые диапазонами возможных скоростей и высот, скороподъемностью, дальностью, продолжительностью полета и т. д.

При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при этом самолет как материальную точку переменной массы. А при расчетах устойчивости и управляемости самолета его рассматривают как твердое тело.

Исходными данными для выполнения курсовой работы являются результаты курсовой работы по Аэродинамике «Расчёт аэродинамических характеристик самолёта Ан-124», его геометрические параметры, аэродинамические характеристики и крейсерские поляры.

Курсовая работа содержит расчеты, графики и рисунки, пояснения и обоснования расчета летно-технических характеристик, характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.

 

Аэродинамический расчет самолета

 

В задачу аэродинамического расчета входит определение, в зависимости от действующих на самолет внешних сил, кинематических параметров установившегося движения центра масс самолета, т.е. его летно-технических характеристик (ЛТХ). К ЛТХ относится максимальная скорость горизонтального установившегося полета на разных высотах, предельно возможная высота горизонтального полета, время подъема самолета на различные высоты (если движение при подъеме принимать как установившееся), дальность полета самолета и т.д.

Рассмотрим уравнения движения прямолинейного установившегося полета при наборе высоты без крена искольжения (вертикальная плоскость)

 

P cos (α + φ) = X + m g sin θ ;

Y + P sin (α + φ) = m g sin θ, (1.1)

 

где α - угол между продольной осью Ох самолета и проекцией скорости V на плоскость симметрии самолета;

φ - угол между силой тяги двигателя Р и средней хордой крыла;

θ - угол наклона траектории образован направлением скорости V и местной горизонтальной плоскостью.

Так как в условиях решаемой задачи угол наклона траектории невелик (θ < 20˚), а угол (α + φ) относительно мал, то можно принять, что

 

P · cos (α + φ) = Р, P · sin (α + φ) = 0, cos θ = 1.

 

В этом случае уравнения движения примут вид

 

Р = X + m · g · sin · θ; Y = m ·g. (1.2)

 

Скорость или число M полета из второго уравнения

 

 или  ; (1.3)

 ; ,

 

где ρ_Н - атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м.

 м/с ; ,

Как видно, скорость полета, потребная при заданном значении с_у, в первом приближении (пренебрегаем составляющей силы тяги P · sin (α + φ)) не зависит от тяги двигателя, а значит, зависит только от значения с_у. Необходимое условие установившегося полета - равновесие моментов сил, действующих на самолет,- выполняется летчиком путем соответствующего отклонения руля высоты.

Из первого уравнения системы (1.2), имеем sin θ = (P-X)/m·g , где аэродинамическое сопротивление X принимая равным потребной тяге Р_n, получим

 

sin θ = (Р-Р_n) /m·g = Δρ/m·g (1.4)

 

Из (1.4) следует, что для того, чтобы выполнить полет по траектории, летчик должен посредством рычага управления двигателем обеспечить необходимую (располагаемую) силу тяги Р.

Таким образом, в первом приближении скорость полета зависит от значения с_у, а наклон траектории к горизонту - от величины силы тяги двигателя Р.

Сила тяги двигателя в общем случае зависит от скорости и высоты полета и от положения дросселя. Обычно эта зависимость (для наглядности) задается графически в виде сетки кривых Р(М,Н) или P(V,H) для различных положений дросселя или аналитически.

В основе всех методов аэродинамического расчета лежит сопоставление значения какого-либо параметра, потребного для осуществления выбранного режима полета, со значением этого же параметра, которое обеспечивает двигатель, т.е. располагаемой величиной параметра. Очевидно, равенство потребной и располагаемой величин выбранного параметра является условием установившегося движения. В качестве параметра можно выбрать, например, силу тяги или мощность, развиваемую двигателем, расход топлива и др.

Метод аэродинамического расчета, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг (метод тяг), построенный Н.Е.Жуковским, - основной метод аэродинамического расчета.

В методе тяг условием установившегося полета является равенство потребной и располагаемой сил тяги.

 

Таблица 1 – Исходные данные на самолёт Ан-124

Наименование параметров	Обозначение, размерность	Числовое значение
Страна Экипаж Число мест пассажиров	nж nпас	СССР 6 -
Размах крыла Площадь крыла Стреловидность крыла Относительная толщина крыла: корн. / концев. Диаметр фюзеляжа	l, м S, м2 χ0,25, град Dф, м	73,3 628 30 0,14 / 0,10 8,7
Число и тип двигателей Взлётная тяга одного двигателя Взлётная мощность одного двигателя	nдв Ро, даН Nо, кВт	4, ТРДД 23450 -
Взлетная масса самолёта Масса пустого снаряженного самолёта Платная нагрузка Запас топлива	mо, кг mп.сн., кг mпл, кг mт, кг	405000 25000 150000 230000
Дальность полёта Крейсерская скорость Крейсерская высота полёта Скорость при заходе на посадку Длина взлётной дорожки Длина посадочной дорожки	L, км Vкрейс, км/ч H, км Vзах, км/ч Iвзл, м Iпос, м	4500 800 11 200 2400 2400

 

Таблица 2 – Величины стандартной атмосферы

Геометрическая высота Н, м	Атмосферное давление Рн, Н/м	Температура Тн, К	Плотность ρн, кг/м3	Скорость звука ан, м/с
0	103323,0	288,15	1,2492	340,28
2000	81065,0	275,14	1,0265	332,52
4000	62782,0	262,13	0,8356	324,56
6000	48144,0	249,13	0,6732	316,41
8000	36351,0	236,14	0,5363	308,05
11000	23137,0	216,66	0,3720	295,07

 

Расчет потребных тяг

 

Для горизонтального установившегося полета без крена и скольжения при условий, что угол α + φ мал, имеем следующую систему уравнений

 

Р = Х, Y = m·g . (1.5)

 

Из первого уравнения, являющегося условием постоянства скорости, следует, что в горизонтальном установившемся полете тяга равна лобовому сопротивлению и называется потребной тягой Р_n = X . Второе уравнение системы (1.5) - условие постоянства высоты полета.

Итак, потребная тяга определяется силой лобового сопротивления для установившегося горизонтального полета на высоте Н и можетбыть вычислена по формулам

 

 или

 ; (1.6)

 , (1.7)

 

где с_х - коэффициент аэродинамического сопротивления, берется с графика крейсерских поляр, полученных в РГЗпо аэродинамике для соответствующего числа М и режима полета, определяемого значением с_у . Последнее определяется по формуле (1.7) и зависит от полетной массы самолета , скорости М и высоты полета Н через плотность воздуха ρ_Н и скорость звука а_Н.

Все расчеты сводим в таблицу.

 

 

Таблица 3 – Расчет потребных тяг

М		0,3	0,4	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95
Н = 0	су	0,97	0,546	0,24	0,17	0,15	0,14	0,12	0,1	0,097
	сх	0,036	0,012	0,017	0,019	0,023	0,04	0,063	0,09	0,139
	Рпотр (Н)	147303	87231	281138	443594	608580	1134000	2083725	3572100	5687536
Н = 2000м	су	1,237	0,696	0,31	0,23	0,2	0,17	0,15	0,14	0,12
	сх	0,07	0,02	0,019	0,021	0,025	0,042	0,066	0,095	0,144
	Рпотр (Н)	224527	114052	243261	362387	496125	980576	1746360	2693250	4762800
Н = 4000м	су	1,595	0,897	0,4	0,3	0,26	0,22	0,2	0,18	0,16
	сх	0,13	0,03	0,022	0,023	0,028	0,046	0,071	0,102	0,155
	Рпотр (Н)	323492	132595	218295	304290	427431	829882	1408995	2249100	3844969
Н = 6000м	су	2,08	1,17	0,52	0,4	0,33	0,3	0,26	0,23	0,21
	сх	0,21	0,075	0,028	0,03	0,033	0,053	0,079	0,109	0,169
	Рпотр (Н)	400716	254423	213715	297675	396900	701190	1205965	1880961	3194100
Н = 8000м	су	2,75	1,55	0,7	0,5	0,44	0,4	0,34	0,31	0,27
	сх	0,32	0,14	0,042	0,036	0,042	0,064	0,09	0,125	0,192
	Рпотр (Н)	461847	358491	238140	285768	378859	635040	1050618	1600403	2822400
Н = 11000м	су	4,34	2,43	1,08	0,8	0,7	0,61	0,54	0,48	0,43
	сх	0,691	0,35	0,11	0,053	0,076	0,098	0,128	0,174	0
	Рпотр (Н)	557854	571667	404250	262946	430920	637643	940800	1438763	0

 

 

Графики зависимости потребных тяг от числа М приведены в приложении А.