Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-255

Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-255

Задание

Выполнить чертёж общего вида самолёта (формат А3), соблюдая требования Гост.

Собрать сведения о данном самолёте и изложить их кратко во введении. Вычислить основные геометрические характеристики самолёта.

Рассчитать критическое число Маха самолёта и максимальное значение числа Маха. Выполнить расчёт коэффициента лобового сопротивления самолёта при нулевой подъёмной силе на высоте крейсерского полёта и докритического числа Маха.

Провести расчёт значения коэффициента максимальной подъёмной силы самолёта для докритического режима полёта.

Построить докритическую поляру самолёта для высоты полёта крейсерского режима (результаты представить в виде таблицы и графика).

Построить сетку закритических поляр самолёта с шагом по числу Маха равным 0,05.

Построить сквозные характеристики самолёта:

, , и .

Построить взлётно-посадочные поляры самолёта с учётом влияния земли.

Построить зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки на режимах взлёта и посадки самолёта с учётом влияния земли. Показать влияние механизации.

Построить зависимость подъёмной силы самолёта на режиме взлёта. За счёт выбора эффективной механизации добиться взлёта самолёта.

Написать пояснительную записку в редакторе Word к курсовой работе с учётом ГОСТа по учебным текстовым документам.

Реферат

САМОЛЕТ, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ПОЛЯРЫ, СЕТКА ЗАКРИТИЧЕСКИХ ПОЛЯР, АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСКТВО, УГОЛ АТАКИ, ЧИСЛО МАХА.

Проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован самолет радиоэлектронной борьбы США ЕА-6В. Подобрана механизация крыла для осуществления взлета. Рассчитаны и построены графики аэродинамических характеристик.

Введение

Цель курсовой работы - расчетным путем получить аэродинамические характеристики самолета в заданном диапазоне изменения высот и чисел маха полета. Расчеты выполняются на основе поэлементного расчета с использованием экспериментальных зависимостей. Объектом исследования является самолет-прототип Ан-225 «Мрия».

Рисунок 1 - Самолет Ан-225

самолет поляра крыло оперение

АН-225 «Мрия» (с украинского мрiя - мечта, по НАТОвской классификации - Казак) самый большой в мире, на данный момент, транспортный самолет сверхбольшой грузоподъемности.

В 80-х годах, когда в полный ход шла разработка многоразового космического корабля «Буран <#"882108.files/image006.gif">;

относительная кривизна ;

относительное положение максимальной толщины ;

радиус закругления носка ;

координаты расположения максимальной кривизны .

В данном курсовом проекте при выборе профиля крыла будем руководствоваться скоростью самолета на крейсерском режиме полета. Скорость крейсерского полета, отнесенная к скорости звука на высоте крейсерского полета дает число Маха на данном режиме

 (1)

где - скорость крейсерского полета, м/с;

-скорость звука на высоте крейсерского полета, м/с.

.

Значение  выбирается из стандартной атмосферы в зависимости от высоты крейсерского полета - , принимаемой, как и крейсерская скорость, из данных самолета-прототипа в зависимости от максимальной высоты полета по формуле

=0.85*11000=9350 м. (2)

где  - практический потолок самолета-прототипа, м.

Число Маха крейсерского полета может служить для выбора относительной толщины профиля крыла и оперения из рекомендуемого диапазона (табл. 1).

Таблица 1 - Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения

Диапазон чисел Маха	Относительная толщина профиля
	Крыло	ГО	ВО
0,12-0,150,06-0,120,06-0,12
0,10-0,120,06-0,080,06-0,08
0,07-0,100,03-0,040,03-0,04

Так как , то принимаем для крыла , для горизонтального оперения , для вертикального оперения . С учетом этих данных выбираем для крыла профиль серии Кларк УН-13.

1.2 Расчет критического числа Маха самолета

Критическое число Маха - есть такое число Маха набегающего потока, при котором где-либо на профиле (теле) возникает скачок уплотнения.

За расчетное критическое число Маха самолета принимается самое минимальное значение критического числа Маха отдельных агрегатов самолета (крыло, фюзеляж, оперение и др.).

 (3)

.2.1 Расчет критического числа Маха крыла и пилона

Критическое число маха крыла определим по формуле

 (4)

где  - критическое число Маха профиля;

 - коэффициент подъемной силы крыла;

 - относительная толщина профиля;

 - поправка на стреловидность.

Коэффициент подъемной силы крыла определяется из условия установившегося горизонтального полета через отношение

, (5)

где  - средняя за полет масса, кг;- Площадь крыла - площадь проекции крыла на базовую плоскость самолета, ;- Ускорение свободного падения, ;

 - плотность воздуха на высоте крейсерского полета, .

Средняя за полет масса определяется как:

=640000-0,5*140000-0,5*0=570000 кг(6)

где  - максимальная взлетная масса самолета, кг,

-масса топлива,кг,

- масса боекомплекта,кг.

Для определения  необходимо знать площадь крыла и плотность воздуха на высоте крейсерского полета. Площадь крыла берется из данных самолета-прототипа, плотность воздуха на высоте крейсерского полета определяется из стандартной атмосферы.

Тогда

Поправки и определяются по зависимостям этих величин от величины . В случае данного самолета-прототипа поправка  будут равна нулю, так как крыло большого удлинения, а=0,0425т.к. стреловидность 29 град

Подставляя полученные значения в формулу (4), методом итераций получим критическое число Маха для крыла

Округляя, получим .

Также подставляя полученные значения в формулу

,

Где с=0,3м, b=5,4м с=0,051 получим критическое число Маха для пилона двигателя

1.2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и гондолы

Критическое число Маха для фюзеляжа определяется по формуле

, (7)

где  - относительное удлинение фюзеляжа.

Относительное удлинение фюзеляжа определим из соотношения

, (8)

где  - длина фюзеляжа самолета-прототипа, м;

 - диаметр фюзеляжа самолета-прототипа, м.

.

Округляя, получим .

Расчет критического числа Маха подвесной гандолы ведется аналогично фюзеляжу с заменой относительного удлинения фюзеляжа на относительное удлинение ракеты

где относительное удлинение гондолы

где  - длина гондолы самолета-прототипа, м;

 - диаметр гондолы самолета-прототипа, м.

Округляя, получим .

1.2.3 Расчет критического числа Маха оперения

Расчет критического числа Маха оперения производится по формуле (4) при . При определении критического числа Маха профиля следует использовать  или , а поправки и  соответственно для удлинений и стреловидностей ГО и ВО примем равными нулю.

Тогда критическое число Маха для горизонтального оперения будет равно

а для вертикального оперения

.

Таким образом, получили значения

, .

Критическое число Маха самолета принимается по формуле (3) минимальным из чисел Махов отдельных агрегатов самолета. Минимальное критическое число Маха соответствует критическому числу Маха крыла. Поэтому для расчетов принимаем критическое число Маха крыла. Соответственно критическое число Маха самолета .

Округляя полученные значения, получим .

1.3 Определение расчетной скорости самолета

Для нахождения расчетной скорости вычислим критическую скорость крыла

. (12)

Критические скорости для других частей самолета не рассчитываются, полученная критическая скорость сравнивается с крейсерской скоростью. За расчетную скорость , по которой проводится дальнейший расчет, принимается меньшая из сравниваемых

 . (13)

Таким образом, за расчетную скорость принимаем: 224 м/с

1.4 Уравнение докритической поляры

Расчет докритической поляры производится при числах Маха меньше критических. Уравнение поляры имеет вид

, (14)

где  - минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета;

 - коэффициент индуктивного сопротивления;

 - коэффициент подъемной силы, принимаемый для транспортных и пассажирских самолетов в пределах от 0,1 до 0,15 и для маневренных самолетов принимается равным 0.

Из выражения формулы (14) видим, что для построения докритической поляры необходимо вычислить минимальный коэффициент подъемной силы самолета, в который кроме прочих величин также входят коэффициенты минимального лобового сопротивления отдельных агрегатов самолета. Следовательно, в начале необходимо вычислить эти коэффициенты.

1.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла и пилона двигателя

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла  зависит от значения числа Рейнольдса

, (15)

где  - расчетная скорость, м/с;

 - средняя хорда крыла, м;

 - кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, .

Разобьем крыло самолета на три участка - рисунок 2. Для каждого участка определим число Рейнольдса по средней хорде данного участка. Затем по вычисленному числу Рейнольдса найдем удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки  для каждого участка. Величина  определяется по графику как функция числа Рейнольдса и относительной координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный

Рисунок 2 - Разбиение крыла на участки

 (16)

Здесь  и  - относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля;

 - средняя относительная хорда предкрылка;

, (17)

где h - величина, характеризующая шероховатость поверхности крыла, принимаем .

Рассмотрим первый участок крыла. Так как V=224м/с и , то число Рейнольдса будет равно

,

,

,

.

Рассмотрим второй участок крыла. Так как , V=224 м/с и , то число Рейнольдса будет равно

,

,

,

=0,172,

.

Рассмотрим третий участок крыла. Так как V=224м/с и , то число Рейнольдса будет равно

,

.

Определим относительную координату точки перехода от ламинарного потока в турбулентный по формуле (16).

Профильное сопротивление крыла определяется по формуле

, (18)

гдеплощади участков крыла,м2,

площадь крыла с наплывом, м2.

Значения коэффициентов сопротивления трения находятся по зависимости  от Re:

С=0,002; 2C=0.0022; 2С=0,0025.

.

При определении пассивного сопротивления крыла учитывается взаимное влияние крыла и фюзеляжа, а также наличие щелей

, (19)

где  - коэффициент интерференции выбирается по таблице 2 в зависимости от расположения крыла;

- относительная суммарная длина (размах) щелей на крыле - отношение суммарной длины щелей  к размаху крыла l.

Таблица 2 - Значения коэффициента интерференции  в зависимости от расположения крыла

Схема	Высокоплан	Среднеплан	Низкоплан
0,90,70,5

Так как схема расположения крыла самолера-прототипа представляет высокоплан, то коэффициент интерференции принимаем .

Относительная суммарная длина щелей для крейсерского режима полета равна отношению суммарной длины щелей элеронов к размаху крыла

.

 - площадь подфюзеляжной части

Тогда

.

Расчет пилона проводится по формуле

;  ;

Принимаем, что для пилона =0,3, оп формуле (17)имеем n=6,15, , , 2C

1.6 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

Пассивное сопротивление фюзеляжа определяется формулой

, (20)

где  - коэффициент суммарного сопротивление трения плоской пластинки при , находящейся в зависимости от числа Рейнольдса,

 - поправка, учитывающая влияние удлинения фюзеляжа на трение;

 - поправка, учитывающая влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа;

 - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, ;

 - площадь миделя фюзеляжа, ;

 - поправка учитывающая отличие фюзеляжа от тела вращения, при приближенных расчетах принять равной ;

 - коэффициент сопротивления давления носовой части фюзеляжа;

 - поправка учитывающая угол атаки и изгиб хвостовой части фюзеляжа вверх.

Число Рейнольдса для фюзеляжа определяется по следующей формуле щей формуле

; (21)

.(принимаем)

Поправку, учитывающую влияние удлинения фюзеляжа на трение определим из графика функции, . Поправку, учитывающую влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа определим из графика функции,. Принимая относительное удлинение носовой части фюзеляжа, равное

, (22)

где  - длина носовой части фюзеляжа, м;

,

Площадь миделя фюзеляжа вычисляется по формуле

; (23)

.

Площадь омываемой поверхности фюзеляжа  определим из формулы

; (24)

.

Поправка учитывающая отличие фюзеляжа от тела вращения, при приближенных расчетах принять равной

Коэффициент сопротивления давления носовой части фюзеляжа

 - определяется по рисунку 19( источник 2). .

Поправка учитывающая угол атаки и изгиб хвостовой части фюзеляжа вверх.

Подставляя полученные значения в формулу (20), получим

.

1.7 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения

Профильное сопротивление оперения определяется, как и для крыла по формуле (18). При определении удвоенного коэффициента сопротивления трения плоской пластинки для второго участка вертикального оперения, принимаем , т.к. он находится в поле действия турбулентного течения, созданного крылом самолета. Влияние щелей и сопротивление интерференции учитывается величиной  и введением в расчет всей подфюзеляжной части оперения

. (25)

1.7.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения

Вычисление числа Рейнольдса для горизонтального оперения проводится аналогично вычислению числа Рейнольдса для крыла. Средняя хорда горизонтального оперения равна . Исходя из этих данных определим число Рейнольдса по формуле (15)

.

Вычисляя удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки, получим ;=0

Профильное сопротивление горизонтального оперения вычисляем по формуле (18)

.

1.7.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения

Расчет проводим аналогично расчету для горизонтального оперения.

=6,19,, .

1.8 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления гондол двигателя

Пассивное сопротивление гондол двигателя определяется, как и для фюзеляжа

. (26)

Число Рейнольдса для ракеты определяется по следующей формуле

; (27)

Поправки, учитывающие влияние удлинения гондолы и сжимаемости воздуха на сопротивление трения, принимают значения с учетом относительного удлинения носовой части гондолы

, (28)

где  - длина носовой части гондолы, м;

;

получим .

Площадь миделя гондолы

; (29)

.

Площадь омываемой поверхности гондолы

(30)

Принимаем =0,

Подставляя полученные данные в формулу (26), получим минимальный коэффициент лобового сопротивления гондолы

.

1.9 Пассивное сопротивление самолета

Пассивное сопротивление самолета складывается из пассивных сопротивлений составных его частей, для этого составим сводку лобовых сопротивлений в виде таблицы 3.

Величина пассивного сопротивления рассчитывается по формуле

. (31)

Таблица 3 - Сводка лобовых сопротивлений

Наименование части самолета	Кол-во п, шт.	Площадь в плане или миделя , Коэффициент лобового сопротивления Доля от
1 Крыло	1	905	0,0716	1,448	0,285
2 Фюзеляж	1	58	0,0924	0,1392	0,333
3 Горизонталь- ное оперение (ГО)	1	313	0,0046	1,44	0,105
4 Вертикальное оперение (ВО)	2	76	0,005	0,76	0,041
5Гондолы	6	7	0,024	0,1008	0,107
6Пилон	6	1,14	0,005	0,0342	0,024
3,92

Пассивное сопротивление самолета

.

1.10 Расчет координат докритической поляры

Максимальный коэффициент подъемной силы, до которого строится поляра, определяется как

, (32)

где  - коэффициент, показывающий зависимость максимального коэффициента подъемной силы от удлинения крыла и числа Маха полета;

- коэффициент, зависящий от сужения крыла (таблица 4);

 - угол стреловидности крыла по передней кромке, град.

Таблица 4 - Коэффициент, зависящий от сужения крыла

1,002,003,004,00
0,900,940,930,92

Коэффициент берется из графических зависимостей характеристики профиляпри М=0,74;=0,13и равен . Сужение крыла определяется по формуле

, (33)

где  - центральная хорда крыла, м;

- концевая хорда крыла, м,

.

Из таблицы 4, проводя интерполирование, получаем .

c=33.

.

Координаты точек поляры рассчитываются по формуле (14). Коэффициент подъемной силы принимаем равный . Эффективное удлинение крыла , учитывающее прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки, определяется по следующей формуле

, (34)

где  - геометрическое удлинение крыла.

,

.

Тогда уравнение для расчета координат докритической поляры примет вид

 (35)

Расчет координат оформим в виде таблицы 5.

Таблица 5 - Координаты точек докритической поляры

0	0,022
0,1	0,023
0,2	0,026
0,3	0,029
0,4	0,033
0,5	0,038
0,6	0,043
0,7	0,050
0,8	0,058
0,9	0,066
1	0,076
1,1	0,086

По полученным точкам строим докритическую поляру. Верхняя часть поляры от точки  до  строится методом ручной аппроксимации. Точка  определяется по формуле

. (36)

График докритической поляры представлен в приложении А, рисунок А.1.

2. Расчет сетки закритических поляр

При М>М* возникает дополнительное волновое сопротивление, которое обусловлено появлением скачков уплотнения. Общее сопротивление самолета является суммой сопротивлений, соответствующих докритическим скоростям полета и волновых.

Волновое сопротивление складывается из пассивного волнового сопротивления и индуктивно-волнового.-коэффициент лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе без учета волнового сопротивления;- коэффициент индуктивного сопротивления самолета без учета индуктивно-волнового сопротивления;- коэффициент волнового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе ;-коэффициент индуктивно-лобового сопротивления самолета;

=C+C+C+C+

Тогда формула волнового сопротивления самолёта принимает вид-коэффициент волнового сопротивления крыла при нулевой подъемной силе.,C- коэффициент пассивного волнового сопротивления ГО и ВО.- коэффициент пассивного волнового сопротивления фюзеляжа

- число мотогондол двигателей j-го типа.

 - коэффициент пассивного волнового сопротивления мотогондол двигателей j-го типа.

Если волновое сопротивление определяется формулой

Эмпирические константы равны =0,05

Где B=+ - отвал поляры (39)

Эффективные значения числа Маха и относительной толщины профиля определяются по формулам

=Мcos (42)

Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле

СС

Где Смаксимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа для М

функция переменной , снимается с графика

Переменная  находится по формуле

 (44)

где Мкритическое число Маха фюзеляжа.

Расчёт коэффициента волнового сопротивления подвесной ракеты и контейнерного комплекса РЭБ проводится аналогично расчёту коэффициента С для фюзеляжа. Результаты расчёта коэффициента волнового сопротивления сводятся в таблицу 6, и определяется коэффициент лобового сопротивления.

Таблица 6 - Расчёт лобового сопротивления при нулевой подъёмной силе

Величина	Число Маха
М	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0.95
С000,0060,0210,0410,065
С0000,0030,01090,03
С000,0006870,004950,011880,027218
000,01960,1420,2650,387
000,03270,3220,540,69
С000,0069460,0683990,1147060,14657
00000,09630,247
00000,20,505
С00000,047650,1203
00000,135450,279
00000,310,56
C00000,71880,12985
С000,0017480,0113950,032270,060
С0,02150,02150,0232480,03290,053770,0815

Где С=С+С

Расчёт отвала поляры проводится в следующей последовательности.

Определяется увеличение отвала поляры

 (45)

прирост отвала поляры прямого крыла, (46) определяется по действительным значениям М,,С;

прирост отвала поляры скользящего крыла, определяется по эффективным значениям М,, С;

С=- эффективный коэффициент подъёмной силы крыла. (47)

,являются функциями от  и  соответственно и находятся по формуле

.

Получив значения увеличения отвала поляры  определяют полную величину отвала поляры

Расчёт отвала поляры сводится в таблицу 7.

Таблица 7 - Расчёт отвала поляры при закритических числах Маха

	Число Маха				СС
	1				2		3		4		5		6		7
	0,7; 0,63
	0,765		0,744		0,2		0,22		0		0		0		0,06791
	0,737		0,707		0,3		0,33		0		0		0		0,06791
	0,703		0,664		0,4		0,44		0		0		0		0,06791
	0,664		0,615		0,5		0,55		0,01205		0		0,00167		0,06958
	0,621		0,560		0,6		0,66		0,02516		0,02204		0,02119		0,08910
0,75; 0,68
0,765			0,744		0,2		0,22		0		0		0		0,06791
0,737			0,707		0,3		0,33		0,00477		0		0,00066		0,06857
0,703			0,664		0,4		0,44		0,01651		0,00525		0,00651		0,08093
0,664			0,615		0,5		0,55		0,02280		0,020047		0,02044		0,08835
0,621			0,560		0,6		0,66		0,04109		0,03565		0,03433		0,10224
0,8; 0,725
0,765			0,744		0,2		0,22		0,01333		0		0,00185		0,06976
0,737			0,707		0,3		0,33		0,02311		0,00635		0,00831		0,07622
0,703			0,664		0,4		0,44		0,03407		0,02043		0,02114		0,08905
0,664			0,615		0,5		0,55		0,04555		0,0348		0,03427		0,10218
0,621			0,560		0,6		0,66		0,05701		0,04914		0,04738		0,11529
0,85; 0,77
0,765			0,744		0,2		0,22		0,03238		0,00962		0,01222		0,08013
0,737			0,707		0,3		0,33		0,04146		0,02224		0,02362		0,09153
0,703			0,664		0,4		0,44		0,05164		0,03550		0,03568		0,10359
0,664			0,615		0,5		0,55		0,06229		0,04903		0,04803		0,11594
0,621			0,560		0,6		0,66		0,07294		0,06255		0,06036		0,12827
0,9; 0,815
0,765			0,744		0,2		0,22		0,05142		0,02629		0,02826		0,09617
0,737			0,707		0,3		0,33		0,05981		0,03813		0,03893		0,10684
0,703			0,664		0,4		0,44		0,06920		0,05057		0,05023		0,11814
0,664			0,615		0,5		0,55		0,07904		0,06327		0,06179		0,12970
0,621			0,560		0,6		0,66		0,08887		0,07595		0,07334		0,14125
	0,95; 0,86
	0,765			0,744		0,2		0,22		0,07047		0,04296		0,04430		0,11221
	0,737			0,707		0,3		0,33		0,07816		0,05402		0,05424		0,12215
	0,703			0,664		0,4		0,44		0,08677		0,06564		0,06477		0,13268
	0,664			0,615		0,5		0,55		0,09578		0,07751		0,07555		0,14346
	0,621			0,560		0,6		0,66		0,10480		0,08936		0,08632		0,15429

Общее сопротивление самолёта рассчитывается по формуле

Данные сводятся в таблицу 8.

Таблица 8 - Сводка лобовых сопротивлений самолёта

Число Маха М	Коэффициент подъёмной силы С
	0	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
	Коэффициент лобового сопротивления С
0,7	0,0215	0,02421	0,02761	0,03236	0,03889	0,5357
0,75	0,0215	0,02421	0,02767	0,03444	0,04358	0,05830
0,8	0,02325	0,02603	0,03009	0,03748	0,06474
0,85	0,03290	0,03609	0,04112	0,04946	0,06187	0,07906
0,9	0,05377	0,05761	0,06338	0,07267	0,08619	0,10462
0,95	0,0815	0,08598	0,09249	0,10272	0,11736	0,13704

По данным сводки лобовых сопротивлений самолёта строится сетка закритических поляр для диапазона чисел Маха полёта.

График закритических поляр представлен в приложении А,рис.А.2.

3. Расчет полетных характеристик самолета

Порядок данных расчетов представлен в учебном пособии .

Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки

Из графических зависимостей для профиля крыла определим величину производной коэффициента подъемной силы по углу атаки  для числа Маха крейсерского полета. При М=0,74=0,1483 1/град.

По формуле (32) находим=0,1005

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

рассчитываются для диапазона от  до  по уравнению

, (48)

где  - угол нулевой подъемной силы, выбираемый из характеристик профиля крыла, град.

Для данного профиля крыла и крейсерского числа Махаопределяем по графику:.

Все данные сводим в таблицу 9.

Таблица 9 - Координаты точек кривых зависимостей коэффициентов подъемной силы, силы лобового сопротивления и аэродинамического качества

-2	0	0,0221	0
-1	0,1005	0,0215	4,67
0	0,201	0,0221	9,09
1	0,3015	0,0242	12,5
2	0,402	0,0276	14,56
3	0,5025	0,0325	15,46
4	0,603	0,0386	15,62
5	0,7035	0,0462	15,2
6	0,804	0,0551	14,59
7	0,9045	0,0654	13,8
8	1,005	0,0771	13,0
9	1,1055	0,0901	12,23
10	1,206	0,93	12,36

Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления от угла атаки

Координаты точек кривой  рассчитываются по полученным в предыдущем подразделе значениям коэффициента подъемной силы  и заносятся в таблицу 9 .

Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки

Расчет координат точек зависимости  производится по формуле

, (49)

где значения  и  принимаются для соответствующих углов атаки из таблицы 9.

Для наглядности результат расчетов зависимости  также занесем в таблицу 9.

Полученные зависимости С изображаются на одном совмещённом графике.

4. Расчет взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла

Порядок данных расчетов представлен в источнике 1.

Расчет пассивного сопротивления самолета и координат точек поляры проводится в той же последовательности, что и расчет докритической поляры для  Однако в расчете взлетно-посадочной поляры есть одна особенность: вследствие отсутствия данных о взлетно-посадочной скорости самолета-прототипа, принимаем число Маха на взлете и посадке, равное 15. Отсюда находим, что взлетно-посадочная скорость равна . Расчетная высота Н приравнивается к нулевой, соответственно для этой высоты выбираются другие данные из стандартной атмосферы. Во всем остальном расчет подобен расчету для докритических скоростей самолета. Максимальный коэффициент подъемной силы для взлетно-посадочного режима получает обозначение . Построение взлетно-посадочной поляры аналогично построению докритической поляры.

Рассмотрим крыло. Так как и , то число Рейнольдса, определенное по формуле (15) будет равно

;;.

Условие (16) из пункта 1.5. используем для определения, по которому, в свою очередь определим удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки

Итак, по формуле (17) пункта 1.5 имеем

;

Определим; Для каждого участка:,,.

Для первого участка имеем ,=0,172,.

Для второго  ,.

Для третьего .

Тогда для каждого участка будет

равен:=0,0015,=0,002, =0,002.

Определяя профильное сопротивление крыла по формуле (18), получим

.

Расчет пилона проводится по формуле

; ;

Для пилона принято =0,3, по формуле (17) имеемn=6,74, , , 2C

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

Пассивное сопротивление фюзеляжа определим, пользуясь формулой (20).

Число Рейнольдса для фюзеляжа определим по формуле (21)

.

Принимая , получаем из зависимости от Re:. Поправка , а поправка .

Тогда при значениях  и  по формуле (20), получаем пассивное сопротивление фюзеляжа, равное

.

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения

Вычислим число Рейнольдса для горизонтального оперения по формуле (15), получаем

.

Принимая , получим .

Минимальный коэффициент лобового сопротивления горизонтального оперения определим из соотношения (25)

.

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения

Вычисляя число Рейнольдса при , получим

.

Тогда вычислив, значение получим

,,

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы.

Пассивное сопротивление мотогондолы определим по формуле (26). Число Рейнольдса для ракеты формуле (27) примет вид:

.

При , . Поправки ; .

Тогда с учетом  и по формуле (26), получаем

.

Пассивное сопротивление самолета на взлетно-посадочном режиме без учета механизации

Для определения пассивного сопротивления самолета на взлетно-посадочном режиме составим сводку лобовых сопротивлений в виде таблицы 10.

Таблица 10 - Сводка лобовых сопротивлений на взлетно-посадочном режиме полета

Наименование части самолета	Кол-во п, шт.	Площадь в плане или миделя , Коэффициент лобового сопротивления
1 Крыло	1	905	0,0016	1,448
2 Фюзеляж	1	58	0,0079	0,458
3 Горизонтальное оперение (ГО)	1	313	0,0035	1,09
4 Вертикальное оперение (ВО)	2	76	0,0047	0,71
5Гондолы	6	7	0,0179	0,75
6Пилон	6	1,14	0,002	0,0342
4,5

Тогда по формуле (31) с учетом таблицы 8, пассивное сопротивление самолета примет значение

.

Расчет координат взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла.

Максимальный коэффициент подъемной силы  до которого строится взлетно-посадочная поляра определяется по формуле (32).

Коэффициент при взлетно-посадочном числе Маха будет равен

.

,

Принимая , из формулы (14) получаем формулу для расчета координат точек взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла

. (50)

Результаты расчетов приведены в таблице 11.

Таблица 11 - Координаты точек взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла

0	0,020
0,1	0,023
0,2	0,026
0,3	0,029
0,4	0,033
0,5	0,038
0,6	0,043
0,7	0,050
0,8	0,058
0,9	0,066
1	0,076
1,1	0,086
1,2	0,097
1,26	0,104

По полученным точкам строим взлетно-посадочную поляру. Верхняя часть поляры от точки  до  строится, аналогично докритической поляре для крейсерского режима, методом ручной аппроксимации. Точка  определяется по формуле (35).

График взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла представлен в приложении А, рисунок А.1.

5. Взлетно-посадочные характеристики самолета

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета (уменьшения длины разбега и пробега, скорости отрыва и посадки, взлетной и посадочной дистанции) используются взлетно-посадочные устройства (ВПУ). ВПУ позволяют добиться увеличение подъемной силы и лобового сопротивления самолета. Основную часть ВПУ составляют механизация крыла и шасси самолета.

К средствам механизации относят различного типа закрылки, щитки и предкрылки, а также их комбинации, дающие наибольший эффект. Наиболее эффективными являются выдвижные многощелевые закрылки, при отклонении которых на определенный угол происходит некоторое увеличение кривизны профиля, площади крыла и наиболее полно проявляется щелевой эффект. Предкрылки являются наиболее часто используемым типом механизации передней кромки крыла. Предкрылок представляет собой небольшой профиль с большой кривизной, который воспринимает большие силы разряжения на единицу площади и уменьшает их влияние на основной профиль. Кроме эволюций механизации крыла на взлетно-посадочные характеристики самолета оказывает некоторое влияние близость земли. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета делится на два этапа: расчет характеристик подъемной силы и расчет взлетных и посадочных поляр. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета будем проводить, принимая число Маха на взлетно-посадочном режиме .

5.1 Расчет характеристик подъемной силы

Данный расчет проводится как для взлета, так и для посадки, однако кривая  для немеханизированного крыла одинакова для обоих режимов. Расчет кривой  для механизированного крыла проводится для взлетного и посадочного режимов с использованием соответствующих углов отклонения элементов механизации.

Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла

Расчет проводится аналогично расчету зависимости  на крейсерском режиме полета.

Из графических зависимостей для выбранного профиля крыла (Кларк УН-13), в зависимости от числа Маха на взлетно-посадочном режиме , определяем производную коэффициента подъемной силы по углу атаки . Зависимость приведена в учебном пособии .

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки строится по уравнению (39). Определяя из характеристик профиля угол нулевой подъемной силы , и преобразовывая выражение (39), получим

. (51)

Кривую строим аналогично кривой для крейсерского режима. Линейный участок кривой проводим через две точки до значения .

Первая точка при : ;

Вторая точка при: .

Криволинейный участок изображаем приближенно от руки до значения .

Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета

Выберем механизацию. Подбор механизации состоит в выборе типа механизации, относительной хорды закрылка, и углов отклонения закрылка, а также в выборе предкрылка.

Из справочной таблицы предельных значений хорд и типичных углов отклонения механизации выбираем трехщелевой выдвижной закрылок. Относительная хорда закрылка , угол отклонения закрылка на взлете составляет , на посадке . Кроме того, на взлете и посадке используем предкрылок, относительный размах которого равен

(52)

Принимается, что при отклонении закрылков наклон  такой же, как и у немеханизированного крыла. Изменения претерпевает лишь угол нулевой подъемной силы.

Величина прироста угла нулевой подъемной силы определяется по формуле

, (53)

где  - зависимость производной от угла отклонения и относительной хорды закрылка, град.;

относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылком;

 - стреловидность крыла в области закрылка по линии ¼ хорд, град.

Зависимость производной от угла отклонения и относительной хорды закрылка находится из справочной зависимости и для нашего случая

,  равна .

Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками определяется с учетом выдвинутых закрылков. Схема определения этой площади показана на рисунке 3

Рисунок 3 - Схема определения площади крыла, обслуживаемой закрылком

Тогда используя формулу (53) , получим

.

Таким образом, угол нулевой подъемной силы для механизированного определяется по формуле

. (54)

Численно он равен

.

Прирост на линейном участке находится по формуле

, (55)

где - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки для крыла конечного размаха;

 - прирост угла нулевой подъемной силы.

Подставляя числовые значения, получим

.

Далее рассчитаем максимальный коэффициент подъемной силы

Построение кривой Сymax(α), при отклоненной на определенный угол механизации ведется до значения Сyamax определяемого как

Суа mах=Суа mах0+Суа mахмех;

Суа mах=1,285+0,316=1,616

Линейный участок кривой строится до значения

СуадопСуа mах

Суадоп=0,85 1,616=1,37

Влияние предкрылка выражается в приращении значения максимального коэффициента подъемной силы на величину

, (56)

где  - относительный размах предкрылков;

 - относительный размах элеронов.

Относительный размах элеронов равен

.

.

Близость земли также оказывает влияние на взлетно-посадочные характеристики самолета. Оно приводит к увеличению  на линейном участке и уменьшению .

Вначале определяем относительное расстояние от задней кромки закрылка до поверхности земли по формуле

,

где  - расстояние от задней кромки закрылка до поверхности земли, м;

- средняя хорда крыла на участке, обслуживаемом закрылком, м.

По справочной зависимости определяем прирост коэффициента подъемной силы вблизи земли , являющийся функцией от , получаем .

По другой справочной графической зависимости  определяем уменьшение максимального коэффициента подъемной силы обусловленное близостью земли и выражаемое через величину . Получаем, что при отклоненных во взлетное положение закрылках .

Уменьшение максимального коэффициента подъемной силы оценивается формулой

, (57)

где  - максимальный коэффициент подъемной силы вдали от земли без учета предкрылка.

Тогда

Максимальный коэффициент подъемной силы вдали от земли с учетом предкрылка определяется формулой

.

.

Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки

Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки аналогичен расчету характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета. Изменен лишь угол отклонения закрылков .А в целом расчет проводим по тем же формулам, что и в предыдущем пункте.

Величина прироста угла нулевой подъемной силы с учетом

 будет равна

.

Угол нулевой подъемной силы по формуле (54) равен

.

С учетом , определяемому по формуле

 и равному

Влияние близости земли выразится в увеличении  на линейном участке на величину .

Так как

при отклоненных в посадочное положение закрылках примет значение . С учетом этого и тогда максимальный коэффициент подъемной силы при отклоненных в посадочное положение закрылках без учета влияния закрылка и с учетом влияния земли будет равен

Максимальный коэффициент подъемной силы при отклоненных в посадочное положение закрылках с учетом влияния предкрылка и с учетом влияния земли будет равен

Графически, зависимости характеристик подъемной силы от угла атаки приводятся в приложении А. Рисунок А.3 содержит графикизависимости коэффициентов подъемной силы немеханизированного крыла на взлетно-посадочном режиме, для механизированного крыла на режиме взлета и посадки без учета и с учетом земли.

5.2 Расчет взлетных и посадочных поляр для механизированного крыла

Расчет поляр на взлетном режиме

Для расчета координат точек поляры необходимо определить минимальный коэффициент лобового сопротивления

, (58)

где - минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета для крейсерского режима полета;

 - коэффициент лобового сопротивления шасси;

- прирост сопротивления при отклонении закрылка, определяемый в зависимости от, сопротивлением предкрылков пренебрегаем.

При  и , .

Коэффициент лобового сопротивления шасси с передней стойкой вычисляют по следующей формуле

, (59)

где  - суммарная площадь лобового сечения всех колес, .

Получаем

а ш=1,5Cxа ш=,

тогда с учетом  из формулы (58)

.

Формула для расчета координат точек взлетной и посадочной поляр имеет вид

, (60)

где  - минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета для взлетно-посадочного режима;

 - эффективное удлинение крыла вблизи земли.

Для механизированного крыла величина  определяется по формуле

. (61)

Тогда с учетом , получаем

.

Величина  для механизированного крыла с учетом влияния земли находится следующим образом

. (62)

С учетом  будем иметь

.

Полученные значения  используются при расчете координат точек соответствующей поляры.

Эффективное удлинение крыла вблизи земли определяется по формуле

, (63)

где  - отношение расстояния линии ¼ средней хорды до земли к размаху крыла.

.

.

Используя рассчитанные значения, получаем формулу для расчета поляры на взлетном режиме с механизированным крылом, без учета влияния земли

Результаты расчета оформим в виде таблицы 12.

Подставляя значение коэффициента подъемной силы , получим формулу для расчета поляры на взлетном режиме с механизированным крылом, с учетом влияния земли

. (65)

Результаты расчета оформим в виде таблицы 13.

Таблица 12 - Координаты точек поляры на взлетном режиме для механизированного крыла без учета влияния земли

0	0,1406
0,1	0,1388
0,2	0,1376
0,3	0,1370
0,4	0,1370
0,5	0,1377
0,6	0,1389
0,7	0,1407
0,8	0,1431
0,9	0,1462
1	0,1498
1,1	0,1550
1,2	0,1599
1,3	0,1643
1,4	0,1703
1,5	0,1770
1,6	0,1842
1,7	0,1925
1,8	0,2006
1,9	0,2096
2	0,2193
2,1	0,2296
2,2	0,2404
2,233	0,2442

Таблица 13 - Координаты точек поляры на взлетном режиме для механизированного крыла с учетом влияния земли

0	0,1432
0,1	0,1408
0,2	0,1389
0,3	0,1377
0,4	0,1370
0,5	0,1370
0,6	0,1376
0,7	0,1388
0,8	0,1405
0,9	0,1429
1	0,1459
1,1	0,1495
1,2	0,1537
1,3	0,1585
1,4	0,1639
1,5	0,1699
1,6	0,1765
1,7	0,1837
1,8	0,1915
1,9	0,1999
1,954	0,2047

Расчет поляр на режиме посадки

Расчет поляр на режиме посадки для крыла с механизацией проводится аналогично расчету поляр на взлетном режиме с учетом механизации. Изменения претерпевает лишь минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета и величина коэффициента подъемной силы .

Минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета с учетом того, что прирост сопротивления при отклонении закрылка для режима посадки составляет

(при )

.

Коэффициент  на режиме посадки для механизированного крыла без учета влияния земли и с учетомполучим равным

.

С учетом полученных выше данных из формулы (64) получаем формулу для расчета координат точек поляры на посадочном режиме для механизированного крыла без учета влияния земли

. (66)

Результаты расчета данной поляры сведены в таблицу (14).

Таблица 14 - Координаты точек поляры на режиме посадки для механизированного крыла без учета влияния земли

0	0,2148
0,1	0,2126
0,2	0,2111
0,3	0,2102
0,4	0,2100
0,5	0,2103
0,6	0,2112
0,7	0,2127
0,8	0,2148
0,9	0,2175
1	0,2208
1,1	0,2248
1,2	0,2293
1,3	0,2344
1,4	0,2402
1,5	0,2465
1,6	0,2535
1,7	0,2610
1,8	0,2692
1,9	0,2779
2	0,2873
2,1	0,2972
2,2	0,3078
2,3	0,3190
2,363	0,3263

Коэффициент на режиме посадки для механизированного крыла с учетом влияния земли определяем по формуле (62) и с учетом будем иметь

.

Формула для расчета координат точек поляры на посадочном режиме для механизированного крыла с учетом влияния земли из формулы (62) будет иметь вид

. (67)

Результаты расчета данной поляры занесем в таблицу (15).

Таблица 15 - Координаты точек поляры на режиме посадки для механизированного крыла с учетом влияния земли

0	0,2181
0,1	0,2152
0,2	0,2130
0,3	0,2114
0,4	0,2104
0,5	0,2100
0,6	0,2101
0,7	0,2109
0,8	0,2123
0,9	0,2143
1	0,2169
1,1	0,2201
1,2	0,2239
1,3	0,2284
1,4	0,2334
1,5	0,2390
1,6	0,2452
1,7	0,2520
1,8	0,2595
1,9	0,2675
2	0,2761
2,06	0,2816

Расчет поляры немеханизированного крылана режиме взлета и посадки

Формула для расчета координат точек поляры на взлетном и посадочном режимах для немеханизированного крыла с учетом влияния земли будет иметь вид

.

Результаты расчета данной поляры занесем в таблицу (16).

Таблица 16 - Координаты точек поляр немеханизированного крыла на режиме взлета и посадки с учетом влияния земли

0	0,0218
0,1	0,0215
0,2	0,0218
0,3	0,0227
0,4	0,0242
0,5	0,0263
0,6	0,0290
0,7	0,0323
0,8	0,0362
0,9	0,0408
1	0,0459
1,1	0,0516
1,2	0,0580
1,285	0,0638

График взлетной поляры для механизированного крыла без учета влияния земли, поляры на режиме посадки для механизированного крыла без учета влияния земли и взлетно-посадочной поляра приведены в приложении А, рисунок А.4.

6. Зависимость подъемной силы от угла атаки на режиме взлета

В этом разделе построим график зависимости подъемной силы от угла атаки для механизированного крыла на взлетном режиме с учетом влияния земли.

Формула для расчета подъемной силы имеет вид

. (68)

Кривая  состоит из двух частей: линейной и криволинейной. График строится до максимального значения , определяемое как

, (69)

где  - максимальный коэффициент подъемной силы для механизированного крыла на взлетном режиме с учетом влияния земли формула (57).

Тогда с учетом того, что

, получаем

.

График зависимости подъемной силы для механизированного крыла на взлетном режиме с учетом влияния земли представлен в приложении А, рисунок А.7.

,

где - максимальная взлетная масса самолета;

- ускорение свободного падения.

Для обеспечения взлета необходимо уменьшить максимальную взлетную массу самолета-прототипа на 20%:

Из данной зависимости видно, что допустимая подъемная сила на режиме взлета больше силы тяжести самолета при максимальной взлетной массе. Это означает, что при выбранной механизации крыла и скорости самолет сможет оторваться от ВПП и реализовать взлет.

7. Построение сквозных характеристик самолёта

Сквозные характеристики - это уравнения зависящие от числа Маха.

Сзависимость минимального коэффициента лобового сопротивления от числа Маха.зависимость коэффициента подъемной силы от числа Маха.

В(М)-зависимость отвала поляры от числа Маха.

Полученные зависимости изображаются на одном совмещённом графике.

Результаты расчёта данных поляр занесём в таблицу 17.

Таблица 17-Сквозные характеристики самолёта

Число Маха М	Мв/п	Мкр	Мзакр.
	0.215	0.65	0.7	0.75	0.8	0.85	0.9	0.95
Сха0	0,0195	0,0215	0,0215	0,0215	0,0232	0,0329	0,0537	0,0815

8. Построение зависимости отвала поляры от числа Маха

Значения В для соответствующего числа Маха выбираются из предыдущих разделов для значения Суа=0,3

Для чисел Маха взлетно-посадочного режима полета отвал поляры определяется по упрощенной формуле:

Координаты зависимости отвала поляры от числа Маха сводятся в таблицу 18

Таблица 18-Координаты зависимости отвала поляры от числа Маха

Число Маха М	Мв/п	Мкр	Мзакр.
	0.215	0.65	0.7	0,75	0.8	0.85	0.9	0.95
В	0,0679	0,0679	0,0679	0,0685	0,0762	0,0915	0,1068	0,1221

9. Построение зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха

Расчет максимального аэродинамического качества ведется для соответствующего числа Маха полета по формуле:

Таблица 19 - Координаты зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха

Число Маха М	Мв/п	Мкр	Мзакр.
	0.215	0.65	0.7	0,75	0.8	0,85	0.9	0.95
K	13,7	13,08	13,08	13	11,89	9,11	6,6	5

Заключение

В данной курсовой работе было проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован самолет радиоэлектронной борьбы EA-6B.

По заданным тактико-техническим данным произведен подбор профиля крыла и оперения, расчет докритической поляры на крейсерском режиме полета.

Рассчитаны полетные характеристики самолета - построены графические зависимости коэффициента подъемной силы, коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества от угла атаки.

Произведён расчёт закритических поляр. Построена сетка закритических поляр.

Произведен расчет взлетно-посадочных характеристик самолета. В этом разделе произведен расчет и построение графика зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на взлетно-посадочном режиме, подобрана механизация крыла, состоящая из трехщелевого 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 зависимости помещены на одном рисунке А.3.Из этих зависимостей 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 действие тех или иных факторов. Кроме того, в этом разделе произведен расчет взлетных и посадочных поляр для механизированного 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 от угла атаки на режиме взлета для механизированного крыла и с учетом влияния земли. График этой зависимости представлен в приложении А, рисунок А.7. Из данной зависимости определены 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.

Расчетным путем получены: на крейсерском режиме полета при М=0,7 максимальное аэродинамическое качество 13,08,минимальный коэффициент лобового сопротивления 0,0215. Максимальный коэффициент подъемной силы на режиме взлета 1,954. Для обеспечения взлета уменьшен на 20% максимальный взлетный вес самолета-прототипа.

Список использованных источников

1. www.cardarmy.ru

. Фролов В. А. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов: Учебное пособие. - Самар. гос. аэрокосмич. ун-т. Самара,2000.

. Головин В. А., Филиппов Г. В., Шахов В. Г. Расчет поляр и подбор винта к самолету: Учебное пособие. - Самар. гос. аэрокосмич. ун-т. Самара, 1992.