Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24
Конструктивно-аэродинамические
особенности самолета АН-24
(Практическая
аэродинамика)
Рис. 1. Схема самолета Ан-24
самолет аэродинамический компоновка
Введение
АЭРОДИНАМИКА - раздел механики
сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения воздуха и других
газов, а также характеристики тел, движущихся в воздухе. К аэродинамическим
характеристикам тел относятся подъемная сила и сила сопротивления и их
распределения по поверхности, а также тепловые потоки к поверхности тела,
вызванные его движением в воздухе. В аэродинамике рассматриваются такие тела,
как самолеты, ракеты, воздушно-космические летательные аппараты и автомобили. В
атмосферной аэродинамике изучаются процессы диффузии твердых частиц (например,
дыма, смога, пыли) в атмосфере и аэродинамические силы, действующие на здания и
другие сооружения. Ниже рассматриваются проблемы, связанные с движением
летательных аппаратов, однако те же принципы можно применить к описанию других
явлений, изучаемых в общей гидроаэромеханике (cм. ГИДРОАЭРОМЕХАНИКА). Здесь
изложены физические законы, управляющие движениями воздуха, и концепции,
необходимые для понимания механизмов возникновения подъемной силы и силы
сопротивления при различных скоростях полета, включая течения с ударными
волнами. На очень больших высотах (свыше 60 км) вследствие очень низкой плотности
воздуха возникают некоторые изменения картины обтекания тела
1.
Аэродинамическая компоновка
Самолет Ан-24 с двумя турбовинтовыми
двигателями АИ-24 создан под руководством генерального конструктора О.К.
Антонова. Максимальный взлетный вес самолета - 21000 кГ, посадочный вес -21000
кГ.
Самолет предназначен для перевозки
пассажиров и грузов на линиях средней протяженности (300-1200 км). Максимальная
дальность полета 2000 км с коммерческой нагрузкой 2400 кГ. Дальность полета при
максимальной коммерческой загрузке 5000 кГ составляет 700 км, высота полета -
6км, крейсерская скорость полета - 450-500 км/ч.
Самолет представляет собой
цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, на
шасси трехстоечной схемы с двумя передними спаренными колесами (рис. 1).
Конструктивно-аэродинамическая
компоновка самолета высокоплана имеет следующие достоинства:
1. Подвеска центроплана не занимает
полезного объема фюзеляжа. В местах сочленения крыла и фюзеляжа отсутствует
диффузорный эффект. Вредное влияние диффузорного эффекта особенно ощутимо у
самолетов-низкопланов. На рис. 2 показан 98 0 0 13.переход от крыла к фюзеляжу
самолета с низкорасположенным крылом. В переходном сечении 1 - 1струйки
воздушного потока, прилегающего непосредственно к обтекаемой поверхности,
сужаются, а по мере приближения к сечению 2 - 2 расширяются как в диффузоре.
Давление в расширяющейся части потока повышается, и воздух пограничного слоя
начинает перетекать от сечения 2 - 2 навстречу основному потоку, идущему от
сечения 1 - 1; происходит набухание и отрыв пограничного слоя, в результате
чего увеличивается лобовое сопротивление и уменьшается подъемная сила. У
высокоплана переход от крыла к фюзеляжу осуществляется более плавно и
вследствие уменьшения диффузорного эффекта интерференция менее вредна, чем у
низкоплана (примерно на 25%).
. Крыло не имеет разрывов в верхней
части, что в сочетании с меньшей диффузорностью обеспечивает более высокое
аэродинамическое качество высокоплана по сравнению с низкопланом
3. На крыле самолета Ан-24 при
выходе на околокритические углы атаки не происходит одностороннего срыва потока
с крыла, что благоприятно сказывается на поперечной управляемости и
устойчивости самолета. Высокое расположение крыла является основным фактором в
повышении степени поперечной устойчивости самолета. Кроме того, расположение
крыли выше центра тяжести самолета улучшает продольную устойчивость самолета.
4. Высокое расположение двигателей
под крылом исключает засасывание посторонних частиц (гальки, кусочков льда и т.
п.) в двигатели и исключает повреждение ими лопаток компрессоров и турбин, а
также уменьшает возможность повреждения лопастей воздушных винтов при работе
двигателей на земле.
5. В связи с тем что крыло не
закрывает нижнюю полусферу, пассажирам обеспечивается хороший обзор с самолета.
Создаются также удобства подъезда к самолету транспортных машин и выполнения
работ по загрузке и выгрузке грузов.
К недостаткам самолета-высокоплана
следует отнести:
) в связи с высоким расположением
гондол и некоторым удлинением ног шасси последнее получилось более тяжелым, а
гондолы громоздкими, создающими дополнительное лобовое сопротивление самолета.
2) воздушная подушка, образующаяся
при движении самолета вблизи земли на взлете или посадке, проявляет свой эффект
в меньшей степени, чем у самолета низкоплана, так как при одинаковых углах
атаки крыло низкоплана имеет больший коэффициент подъемной силы (су), чем крыло
высокоплана, что важно для взлета и посадки.
Свободнонесущее высокорасположенное
крыло состоит из центроплана1прямоугольной формы.
Площадь крыла - 74,98 м2 (на
самолетах с двухщелевым
центропланным закрылком- 72,46 м2). Геометрические очертания крыла (рис. 4)
образованы набором двояковыпуклых толстых, ламинизированных профилей со средней
линией, имеющей выпуклость (прогиб) вверх. От корневой нервюры до нервюры № 7
профиль ЦАГИ-С5-18 имеет относительную толщину с = 18% и относительную кривизну
f =l,75%; у консоли, от нервюры № 12 до № 23, профиль ЦАГИ-СВ-13 имеет с = 13%
и f = 2,5%. Между нервюрами № 7 и 12 - переходные профили. Наличие 6 профилей с
различной относительной толщиной и разной относительной кривизной образует так
называемую аэродинамическую крутку крыла.
Крыло также имеет геометрическую
крутку. Она заключается в том, что от нервюры №7 до № 12 хорды
профилейпоставлены по отношению к корневой хорде под постепенно нарастающим
углом до +0,5°, а от нервюры № 12 до концевой нервюры с уменьшением этого угла
до нуля.
Придание крылу аэродинамической и
геометрической крутки улучшает его срывные и несущие характеристики.
Максимальная толщина профиля отнесена от носка на 40% длины хорды. Постепенное
увеличение толщины профиля по длине хорды создает плавное увеличение разрежения
над крылом, пики эпюр разрежений сглаживаются. Пограничный слой сохраняется
ламинарным над большей частью профиля, срыв с крыла происходит при большей
скорости полета и на больших углах атаки, чем это имеет место у
неламинизированного профиля. Ламинизированный профиль имеет значительно меньший
коэффициент лобового сопротивления. Ламинизация профиля повышает критическую
скорость флаттера.
Срыв потока с крыла на больших углах
атаки начинается вначале у корня, а на концах крыла, в области расположения
элеронов, срыв наступает значительно позже, благодаря чему сохраняется
эффективность элеронов на больших углах атаки.
Выбранный толстый профиль крыла
является более несущим, чем тонкий. На одинаковых углах атаки крыло с толстым
профилем, имеющее определенную площадь, создает большую подъемную силу, чем
крыло с тонким профилем, имеющим такую же площадь. Несущие свойства (сYmax)
профиля и его срывные характеристики (αкр) улучшаются с увеличением относительной толщины профиля с до
20%. Наличие кривизны профиля также улучшает его несущие свойства. Увеличение
кривизны профилей на консолях крыла в определенной степени компенсирует
уменьшение коэффициента сYmax за счет уменьшения толщины профиля.
Крыло имеет большое удлинение,
равное 11,7. Большое удлинение способствует уменьшению лобового сопротивления
(индуктивного) и увеличению дальности полета самолёта.
Величина удлинения крыла (λ) определяется отношением
величины квадрата размаха (l2) к площади крыла (S).
Сужение крыла (η=2,92) определяется
отношением ДЛИНЫ корневой хорды к длине концевой хорды профиля крыла. Правильно
подобранное удлинение крыла и его сужение благоприятно влияют на уменьшение
индуктивного сопротивления и обеспечение симметричного срыва потока на больших
углах атаки α.
Выбранное сужение крыла повышает
эффективность закрылков и одновременно снижает степень поперечной устойчивости
при полете на больших углах атаки и частично увеличивает путевую устойчивость
самолета Ан-24. Наличие сужения крыла в сочетании с аэродинамической круткой
сдвигает зону начала развития местных срывов к оси симметрии, самолета, делает
крыло более равно-нагруженным по размаху и позволяет уменьшить вес конструкции
крыла.
Стреловидности крыла по центроплану
нет, а по средней части и консоли крыла угол стреловидности χ=6,50'. Стреловидность
крыла в некоторой степени снижает сопротивления крыла на режиме максимальной
скорости. Но в данном случае она необходима для создания расчетного сужения
крыла (η = 2,92). Наличие ее улучшает
все виды устойчивости самолета. Центроплан и средняя часть крыла не имеют
поперечного V.
Консольная часть крыла имеет
отрицательное поперечное V, равное -2°.
Отрицательное поперечное V консолей
крыла сделано для снижения степени поперечной устойчивости самолета в интересах
улучшения его боковой устойчивости. Наличие отрицательного V крыла способствует
предотвращению колебательной неустойчивости и в случае внезапного отказа одного
двигателя в полете снижает интенсивность кренения самолета в сторону
отказавшего двигателя.
Угол, заключенный между средней
аэродинамической хордой крыла и продольной осью самолета, называется углом
установки крыла φ (рис. 5). У самолета Ан-24 этот угол равен 3°. Такой угол выбран с
расчетом, чтобы фюзеляж располагался по потоку при полете на скорости, близкой
к максимальной крейсерской, и создавал бы наименьшее лобовое сопротивление.
Созданный угол установки уменьшает угол тангажа на взлете и посадке и
обеспечивает лучший обзор для пилота.
Элерон имеет несимметричный
двояковыпуклый профиль. Ось вращения элерона от носка профиля отнесена назад на
расстояние d = 29% хорды профиля, т.е. элерон имеет осевую аэродинамическую
компенсацию 29% (рис.6).
. Исходные данные
Элемент самолета, параметр
|
Размер-ность
|
Обозначение
|
Значение
|
1
|
2
|
3
|
4
|
1. Крыло
|
|
|
|
1.1.Размах/Размах его консолей
|
м
|
ℓ/ℓк, ℓк= ℓ-Dф
|
29.20/26.3
|
1.2. Площадь
|
м2
|
S
|
74,98
|
1.3. Хорда средняя
|
м
|
В=S/ℓ
|
2.813
|
1.4. Хорда центральная
|
м
|
b0
|
3.5
|
1.5. Хорда концевая
|
м
|
bк
|
1.095
|
1.6. Сужение в плане
|
-
|
ηb=
b0/ bк
|
1.7. Относительная толщина профиля центрального
|
%
|
с0__
|
0.18
|
1.8. Относительная толщина профиля концевого
|
%
|
ск
|
0.13
|
1.9. Средняя относительная толщина профиля
|
-
|
с = (с0* ηb+
ск)/(ηb+1)
|
0.16
|
1.10. Относительная координата максимальной толщины
|
-
|
xc = xc/b
|
0.2
|
1.11. Стреловидность по линии мах-х толщин
|
град.
|
χс
|
|
1.12. Относительная кривизна профиля
|
%
|
f
|
2.5
|
1.13. Относительная координата кривизны профиля
|
-
|
xf
|
0.25
|
1.14. Угол закрутки концевого сечения
|
град.
|
φк
|
-1
|
1.15. Угол атаки нулевой подъёмной силы
|
град.
|
α0
|
-0,431
|
1.16. Стреловидность по линии ¼
хорд
|
град.
|
χ1/4
|
6.5
|
1.17. Стреловидность по линии ½
хорд
|
град.
|
χ1/2
|
4
|
1.18. Стреловидность по передней кромке
|
град.
|
χп.к.
|
11
|
1.19. Удлинение крыла и консолей крыла геометрические
|
-
|
λ=ℓ2/S и λк=ℓк2/(S-Sф)
|
11.7
|
1.20. Относительная площадь крыла, занятая фюзеляжем
|
-
|
Sф= Sф/ S
|
0.135
|
1.21. Относительная площадь крыла, занятая гондолами двигателя
|
-
|
Sг.д.= Sг.д./ S
|
0.128
|
1.22. Относительная площадь крыла, занятая гандолами шасси
|
-
|
Sг.ш..= Sг.ш./ S
|
0
|
1.23. Относительная площадь, не участвующая в обтекании потоком
|
-
|
∑Si= Sф+ Sг.д+ Sг.ш
|
0.263
|
1.24. Множитель
|
-
|
kэл
|
1.25. Удлинение эффективное
|
-
|
λэф=
λ*Кχ/(1+∑Si)
|
9.263
|
1.26. Производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки
|
1/ град
|
0.083
|
|
1.27. Относительная координата точки перехода ламинарного
пограничного слоя в турбулетный
|
-
|
хт=хс*(1-Sобд)
|
0.09
|
1.28. Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке
|
м
|
h
|
3.13
|
2. Закрылок
|
|
|
|
2.1. Относительная хорда
|
-
|
bзк= bзк/ b
|
0.253
|
2.2. Размах
|
м
|
ℓзк
|
17.167
|
2.3. Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками
|
-
|
Sоб.зк.= Sоб.зк/ S
|
0.146
|
2.4. Угол отклонения при взлёте
|
град.
|
δвз.
|
15
|
2.5. Угол отклонения при посадке
|
град.
|
δпос.
|
38
|
2.6. Хорда средняя крыла с выпущенными закрылками
|
м
|
δср.зк.=
Sоб.зк/ℓзк
|
0.64
|
2.7. Угол стреловидности по передней кромке закрылка
|
град.
|
χзк.п
|
0
|
3. Предкрылок
|
|
|
|
3.1.Относительная хорда
|
-
|
bпр.= bпр./b
|
-
|
3.2. Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылком
|
-
|
Sоб.пр.= Sоб.пр/ S
|
-
|
4. Горизонтальное оперение (ГО)
|
|
|
|
4.1. Хорда средняя
|
м
|
bГО= SГО/ℓГО
|
1.89
|
4.2. Относительная толщина
|
%
|
сГО
|
12
|
4.3. Размах
|
м
|
ℓГО
|
9.09
|
4.4. Площадь, относительная площадь
|
м2/-
|
SГО, SГО =SГО/ S
|
17.23\0.229
|
-
|
λГО
|
4.7
|
4.6. Стреловидность по линии1/4 хорд
|
град.
|
χГО
|
12
|
4.7. Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем
|
-
|
SГО(ф) =SГО(ф)/ S
|
-
|
5. Вертикальное оперение
|
|
|
|
5.1. Площадь, относительная площадь
|
м2/-
|
SВО, SВО =SВО/ S
|
13.28\0.177
|
5.2. Размах
|
м
|
ℓВО
|
4.9
|
5.3. Хорда средняя
|
м
|
bВО= SВО/ℓВО
|
2.71
|
5.4. Относительна толщина
|
%
|
сВО
|
12
|
7. Фюзеляж
|
|
|
|
7.1. Длина
|
м
|
ℓф
|
23.53
|
7.2. Площадь миделя
|
м2
|
Sф.м
|
5.9
|
7.3. Диаметр миделя
|
м2
|
Dф.м= 2* Sф.м/π
|
2.7
|
7.4. Удлинение
|
-
|
λф=
ℓф/ Dф.м
|
8.6
|
7.5. Длина носовой части
|
м
|
ℓн.ф
|
5.35
|
7.6. Удлинение носовой части
|
-
|
λн.ф=
ℓн.ф/ Dф.м
|
1.98
|
7.7. Отношение Sф.м. к площади Sкрыла
|
-
|
Sф.м
|
0.08
|
7.8. Длина кормовой части
|
м
|
ℓк.ф
|
9.4
|
7.9. Удлинение кормовой части
|
-
|
λк.ф=
ℓк.ф/ Dф.м
|
3.48
|
7.10. Площадь миделя кормовой части
|
м2
|
Sк.ф
|
-
|
7.11. Сужение кормовой части
|
ηк.ф=
Sк.ф/ Sф.м
|
-
|
1
|
2
|
3
|
|
7.12. Угол возвышения кормовой части
|
град.
|
βк.ф.
|
10.13
|
7.13. Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыла
|
м
|
yк
|
1.476
|
8. Гондола двигателя, гондола шасси, подвесной топливный бак и
т.п.
|
|
|
|
8.1. Длина
|
м
|
ℓг.д.
|
6.4
|
8.2. Диаметр миделя
|
м
|
Dг.д.
|
1.37
|
8.3. Площадь миделя
|
м2
|
Sг.д.
|
1.47
|
8.4. Относительная площадь миделя
|
-
|
Sг.д.= Sг.д./S
|
0.02
|
8.5. Вынос передней части гондолы двигателя относительно крыла
|
м
|
xг.д.
|
2.3
|
8.6. Удлинение
|
-
|
λг.д.
|
4.67
|
8.7. Вынос оси гондолы двигателя относительно хорды крыла
|
м
|
yг.д.
|
0.369
|
8.8. Расстояние между двигателями на одной консоли крыла
|
м
|
а
|
-
|
9. Воздушный винт
|
|
|
|
Диаметр
|
м
|
Dвв
|
3.9
|
Площадь диска винта
|
м2
|
Sом
|
12.246
|
Относительная обдуваемая винтами площадь крыла
|
-
|
обд.
кр0.55
|
|
Относительная обдуваемая винтами площадь ГО
|
-
|
обд.
ГО0.37
|
|
10. Общие данные
|
|
|
|
10.1. Взлётная масса самолёта
|
кг
|
m0
|
21000
|
10.2. Расчётная скорость полёта
|
км/ч
|
V
|
460
|
км
|
H
|
6000
|
10.4. Тип и количество двигателей
|
-
|
n
|
ТВД/2
|
10.5. Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0
|
кВт
|
Noi
|
1901,5
|
10.6. Среднее за полет аэродинамическое качество
|
-
|
К=12,5+0,0331 mo 0,34
|
13,5
|
10.7. Относительная масса топлива
|
-
|
mт= mт/mo
|
0,128
|
Так как данный самолет винтовой то
расчет и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента
подъемной силы не производим.
Число М полета составляет:
Расчет и построение вспомогательной
зависимости Суа(α)
Множители ki
Расчет и построение взлетных кривых
Суа(α)
Выбираем механизацию крыла: однощелевой
закрылок:
1. Определяем для закрылков при угле отклонения 20 град
Суммарное приращение без влияния
экрана земли
2. Значение во взлетной конфигурации без учета влияния экрана земли
Учет влияния экрана земли
Суммарное приращение с учетом
влияния экрана земли
. Значение во взлетной конфигурации с учетом влияния экрана земли
. Угол атаки нулевой подъемной силы
на взлете
. Построение эпюр поляр для взлета с
учетом и без учета влияния экрана земли:
Расчет и построение посадочных
кривых Суа(α)
1. Определяем :
для закрылков при угле отклонения 40
град
2. Суммарное приращение без влияния
экрана земли
. Значение в посадочной конфигурации без учета влияния земли
. Учет влияния экрана земли
. Суммарное приращение с учетом
влияния экрана земли
. Значение в посадочной конфигурации с учетом влияния земли
7. Угол атаки нулевой подъемной силы
при посадке
. Построение эпюр поляр для посадки
с учетом и без учета влияния экрана земли:
Координаты точек для построения
зависимости :
Координаты точек для построения
зависимости :
Координаты точек для построения
зависимости :
Координаты точек для построения
зависимости :
3. Расчет и построение
вспомогательной поляры
Расчет и построение взлетных поляр
Расчет и построение взлетной поляры
без учета влияния экрана земли:
Расчет и построение взлетной поляры
с учетом влияния экрана земли:
Расчет и построение посадочных поляр
Расчет и построение посадочной
поляры без учета влияния экрана земли:
Расчет и построение посадочной
поляры с учетом влияния экрана земли:
Список использованных источников
1) Котельникова Г.Н. Аэродинамика самолета. - М.: Воениздат, 1974.
- 287 с.
) Мхитарян А.М. Динамика полета. - М.: Машиностроение, 1978. - 424
с.
) Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение,
2005. - 405 с.
) Богославский Л.Е. Практическая аэродинамика самолета АН-24. -
М.: Транспорт, 1972. - 200 с.
) Расчет аэродинамических характеристик самолета:
Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. -
Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. - 39 с.