Исследование аэродинамических характеристик самолета

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

. Определение геометрических параметров самолёта

. Расчет критического числа Маха самолета

.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения

.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы

.3 Оценка числа Маха

.4 Определение расчетной скорости самолета

3. Расчёт полетной докритической поляры

3.1 Уравнение докритической поляры

.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления

.2.1 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла

.2.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления горизонтального оперения

.2.3 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления вертикального оперения

.2.4 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления фюзеляжа и мотогондол

. Расчёт закритических поляр самолёта

5. Взлетно-посадочные характеристики самолета

5.1 Расчет характеристик подъемной силы

.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла

.1.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М = 0,2

.1.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М = 0,7

.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета

.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки

.2 Построение взлётной и посадочной поляр

.2.1 Расчет поляр на взлетном режиме

.2.2 Расчет поляр на режиме посадки

. Определение зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ПРИЛОЖЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

В данном курсовом проекте ведется расчёт аэродинамических характеристик самолёта DC-9-30 с размахом крыла - 28.5 м, длиной - 36.4 м, высотой - 8.4, профилем крыла C-770315, высотой крейсерского полёта - 12000 м. По чертежу, исходя из размаха крыла, длины и высоты определяются его основные размеры и углы стреловидности. Рассчитывается критическое число Маха. Рассчитывается зависимость аэродинамических коэффициентов подъёмной силы и сопротивления, и строятся графики докритических и закритических поляр. Ведётся расчёт поляр и зависимостей подъемной силы от угла атаки при взлёте и посадке. Определяется зависимость максимального качества, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления самолёта от числа Маха. Все расчёты ведутся по приближённой методике.

1. Определение геометрических параметров самолета

Крыло

Размах крыла L=28.50м;

площадь крыла S=98.32м²;

площадь консолей S_к=79.12м²;

удлинение крыла определяем по формуле:λ=l²/s=28.5²/98.32=8.26;

корневая хорда b₀=4.98м;

концевая хорда b_к=1.31м;

сужение крыла η=b₀/b_к=4.98/1.31=3.80;

угол стреловидности крыла по передней кромке: х₀=28º;

угол стреловидности по 0,25 хорд:

углы стреловидности по закрылку: 13º.

Механизация крыла: закрылки

размах l_з = 15.20м;

Обсуживаемая площадь s_{обсл зак} = 57.76м².

Горизонтальное оперение

Размах ГО l-го = 12.05м;

площадь ГО s_го=30.03м²;

площадь консолей ГО s_{го к}= 30.03м²;

удлинение ГО λ_го = l²_го/s_го = 12.05²/300.03 = 6.22;

корневая хорда b₀=3.67м;

концевая хорда b_к= 1.31м;

сужение ГО η_го= b₀/b_к= 3.67/1.31= 2.80;

угол стреловидности по передней кромке: х_0го = 34º;

угол стреловидности ГО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по рулю высоты x_{рв =} 17º.

Вертикальное оперение

Высота ВО l_во = 4.72м;

площадь ВО s_во = 21.95м²;

площадь консолей ВО s_{во к} = 21.95м²;

удлинение ВО λ_во=l²_во/s_во = 4.72²/21.95 = 1.02;

корневая хорда b₀ = 5.50м;

концевая хорда b_к = 3.80м;

сужение ВО η_го = b₀/b_к = 5.50/3.80 = 1.48;

угол стреловидности по передней кромке: х_0во = 49º;

угол стреловидности ВО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по рулю направления x_рн=38º.

Фюзеляж

Длина фюзеляжа l_ф=30.00м;

площадь миделя фюзеляжа s_мф=10.57м²;

диаметр фюзеляжа d_ф=3.67м;

удлинение фюзеляжа λ_ф=l_ф/d_ф=30.00/3.67=8.17;

удлинение носовой части фюзеляжа λ_нчф=l_нчф/d_ф=5.24/3.67=1.43;

удлинение хвостовой части фюзеляжа λ_хчф=l_хчф/d_ф=7.86/3.67=2.14;

площадь омываемой поверхности фюзеляжа:

Мотогондолы двигателей

Длина l_мг=5.50м;

диаметр d_мг=1.83м;

диаметр d_мгэ=1.50;

площадь миделя s_ммг=2.63;

удлинение мотогондол λ _мг =l _мг /d _мг=5.50/1.50=3.67;

удлинение носовой части λ_нчмг=l_нчмг/d_мг=2.88/1.50=1.92;

удлинение хвостовой части λ_хчмг=l_хчмг/d_мг=2.62 /1.50=1.75;

площадь омываемой поверхности:

 м²

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.).

2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения

Критическое число Маха крыла будем определять из уравнения:

(2.1)

где - относительная толщина профиля;

-средняя аэродинамическая хорда;

-толщина профиля;

-зависит от вида профиля ,коэффициента подъёмной силы , и стреловидности крыла

, (2.2)

Где

Выбираем =1.15 для крыла и =1 для горизонтального и вертикального оперения (соответствует симметричным профилям). На данном этапе курсовой работы принимаем =0.6 для крыла и =0 для вертикального и горизонтального оперения.

Для крыла

=24.75; =0.6; =0.15

Подставляя различные числа Маха в уравнение (2.1) добиваемся того, чтобы относительная толщина профиля была равна заданной:

тогда критическое число Маха для крыла =0,7459.

Для вертикального оперения

=43.83, =0, =0,09

При >1 формулой (2.1) пользоваться нельзя.

Тогда

.

Для горизонтального оперения

=29.99, =0, =0,09,

тогда для горизонтального оперения =0,9069.

.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы

Критическое число Маха для фюзеляжа с параболической формой носовой части определяем по формуле

, (2.3)

где  - удлинение носовой части фюзеляжа.

Удлинение носовой части фюзеляжа определим из соотношения

, (2.4)

где  - длина носовой части фюзеляжа самолета, м;

 -диаметр миделя фюзеляжа самолета, м.

.

Тогда

.

Расчет критического числа Маха мотогондолы ведется аналогично фюзеляжу с эллиптической формой носовой части, с заменой удлинения носовой части фюзеляжа на удлинение носовой части мотогондолы.

, (2.3*)

где  - удлинение носовой части мотогондолы.

, (2.4*)

где  - длина носовой части мотогондолы самолета м;

 - эквивалентный диаметр мотогондолы самолета, м.

.

Тогда

=0.8527.

2.3 Оценка числа Маха

За критическое число Маха всего самолёта  принимается наименьшее из рассчитанных критических чисел Маха отдельных частей. Полученное таким образом значениеокругляется до ближайшего меньшего из ряда: 0,5; 0,55; 0,6; 0,65; 0,7; 0,75; 0,8.

Получили:

=0.7459

=0.855

=0.9069

0.8455

0.8527

Наименьшим числом Маха является число Маха крыла. Принимаем критическое число Маха самолёта =0.7.

2.4 Определение расчетной скорости самолета

Для скоростных самолётов с ТРД за расчётную скорость принимают скорость полёта, соответствующую критическому числу Маха самолёта

 (2.5)

где -скорость звука на расчётной высоте

На высоте 12000м, =295.1м/с

 м/с

3. Расчет полетной докритической поляры

.1 Уравнение докритической поляры

Докритическую поляру самолета будем строить для расчетной высоты полета H=12000 м и расчетной скорости м/с

Уравнение докритической поляры имеет вид

c_xa=c_xamin+A(c_ya-c_yaисх)²,

где A - коэффициент отвала поляры определяется по формуле:

A=1/π·λ_эф,

где λ_эф эффективное удлинение крыла определяется как

,

где s_i - площадь крыла, занятая фюзеляжем;

λ_эфк - эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от удлинения крыла λ, сужения крыла η и стреловидности крыла по передней кромке ₀:

, (3.1)

Где:

 (3.2)

;

;

. (3.3)

 - исходный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление с_xamin, определяется характеристиками профиля и рассчитывается по формуле:

;

где α₀ - угол нулевой подъемной силы профиля, выраженный в радианах:

3.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления

Минимальное сопротивление самолета определяется по формуле:

; (3.4)

где к₃ - коэффициент запаса, учитывающий неучтенные данные методикой факторы и принимаемый равным 1,05;

с_xaкр, c_xaф, с_xaго, с_xaво, с_xaмг - коэффициенты минимального лобового сопротивления крыла, фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы соответственно;- количество типов мотогондол на самолете;_мгj - количество мотогондол двигателя данного типа;, s_к, s_мф, s_го, s_во, s_ммгj - площадь крыла, площадь консолей крыла, характерные площади фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы данного типа.

3.2.1 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла

Крыло самолета заменяем эквивалентной плоской пластиной размахом, равным размаху крыла самолета l=28.5м и средней хордой b_ср:

b_ср==3.45м.

Определяем число Рейнольдса для крыла:

; (3.5)

где v_расч - расчетная скорость, м/с;_ср - средняя хорда крыла, м;

υ(h) - кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, м²/с.

υ(h)=4.574 м²/с;

Т.к. >10⁷, то пограничный слой можно считать полностью турбулентным и безразмерная координата перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для пластины .

Коэффициент профильного сопротивления крыла подсчитывается как

с_xaр=k_1·c_f·η_c·η_м,

где к₁ - коэффициент, учитывающий долю поверхности крыла, закрытой мотогондолой, определяется по формуле:

;

_кмг - площадь крыла занятая мотогондолой:

s_к -площадь консолей крыла; c_f - коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке;

η_с и η_м - коэффициенты, учитывающие влияние на профильное сопротивление толщины профиля и числа M_∞, соответственно.

к₁=2.

Для турбулентного пограничного слоя :

; (3.6)

коэффициент η_с зависит от относительной толщины профиля и положения точки перехода : η_с=1,456 (рис.3.4 [1])

коэффициент η_м определяем по рис. 3.5 [1]: η_м=0.97;

С_xaр=2·0.0028·1.456·0.97=0.0079.

Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла учитывает взаимное влияние крыла и фюзеляжа и наличие щелей:

, (3.7)

где к_инт - коэффициент интерференции между крылом и фюзеляжем, зависит от положения крыла относительно фюзеляжа. Для схемы, низкоплан k_инт=0.75.

S_пф=19.20м², l_з=16.24м, l_э=7.34м, l_пр=0, l_и=14.67м;

.2.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления горизонтального оперения

Расчет минимального лобового сопротивления горизонтального и вертикального оперения производим так же, как для крыла.

b_срГО=м

с_xaрго=k₁·c_f·η_c·η_м,

где k₁=2;

η_c=1.25;

η_м=0.97;

с_xaрго=2·0.003·1.25·0.97=0.0073

, (3.7*)

где к_инт=0,75; S_пф=0;

.2.3 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для вертикального оперения

b_ср=4.65м

;

с_xaрво=k₁·c_f·η_c·η_м,

где k₁=2;

η_c=1.25;

η_м=0.97;

с_xaрво=2·0.0027·1.25·0.97=0.0066

 (3.7**)

где к_инт=0,375; S_пф=0;

.2.4 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления фюзеляжа и мотогондол

Для фюзеляжа с заострённой носовой и кормовой частью при докритических скоростях основной составляющей сопротивления является сопротивление трения.

Коэффициент сопротивления асимметричного фюзеляжа (мотогондолы) или эквивалентного тела вращения определяем по аналогии с сопротивлением трения плоской пластины:

 (3.8)

где  - коэффициент трения плоской пластины;

η_λ - коэффициент, учитывающий отличие формы фюзеляжа от плоской пластины;

η_м - коэффициент, учитывающий сжимаемость потока;_ом - омываемая поверхность фюзеляжа;_мф - площадь миделя фюзеляжа.

Коэффициент  определяем по рис. 3.3 [1] в зависимости от числа Рейнольдса, подсчитанного по длине фюзеляжа:

,

поэтому ; 2=0.004; коэффициент η_м определяем по рис. 3.5 [1]: η_м=0.97;

коэффициент η_λ определяем по рис 3.7 [1]: η_λ=1.05

Сопротивления мотогондол двигателя определяется также как и для фюзеляжа

;

=0.0052; η_м=0.97; η_λ=1.4;

Определим коэффициент минимального лобового сопротивления всего самолёта:

Таким образом, уравнение докритической поляры (рисунок 1) будет иметь вид:

c_xa=0,022+0,052·(с_ya-0,336)² (3.9)

Расчет координат оформим в виде таблицы (таблица 1).

Таблица 1

Координаты точек докритической поляры

Рисунок 1 - Докритическая поляра

4. Расчёт закритических поляр самолёта

При числах Маха больше критического  возникает дополнительное волновое сопротивление, обусловленное появлением скачков уплотнения.

Общее сопротивление самолёта является суммой сопротивлений, соответствующих докритическим скоростям полёта и волновых;

 (4.1)

Каждому числу Мсоответствует своя поляра. Будем вести расчёт закритических поляр в диапазоне  с шагом DМ=0,05.

Волновое сопротивление самолёта при расчётах представляют в виде суммы пассивного волнового ( при =0) и индуктивно-волнового , зависящего от,сопротивлений (таблица 2):

=+ (4.2)

Будем считать, что индуктивно-волновое сопротивление создаёт только крыло, при его определении коэффициент подъёмной силы берётся в диапазоне от 0 до 0,6 с шагом 0,1 Остальные элементы создают только пассивное волновое сопротивление и при их расчёте принимается =0.

Значения сопротивления при  были рассчитаны в разделе 3(см. формулу(3.9)).

Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолёта при, вычисляются по приближённой формуле:

самолет взлетный аэродинамический поляр

 (4.3)

где -коэффициент волнового сопротивления крыла при =0;

,-коэффициенты пассивного волнового сопротивления горизонтального и вертикального оперения;

-коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа;

-коэффициент волнового сопротивления мотогондол двигателя j-того типа;, SГО, SВО, Sмф, SМГо - площади крыла, горизонтального и вертикального оперения, миделя фюзеляжа и мотогондол двигателей j-того типа соответственно.

Определяем коэффициенты волнового сопротивления крыла, горизонтального и вертикального оперения с помощью формул, исходя из условия:

Если, то волновое сопротивление определяется

 (4.4)

Если, то волновое сопротивление определяется

 (4.5)

где DМ и n эмпирические константы равные DМ=0,05 и n=2,5.

Коэффициент пассивного волнового сопротивления фюзеляжа вычисляется по формуле:

 (4.6)

где максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле:

 (4.7)

где -удлинение фюзеляжа;

-удлинение хвостовой части фюзеляжа. Безразмерная величина определяется формулой:

 (4.8)

Коэффициент волнового сопротивления мотогондол рассчитывается также, как и .

Имеем критические числа Маха, определённые в разделе 2:

=0,6994 =0,9026 =0,9069 0,8279 0,7108

С помощью формулы (2.1) определим критические числа Маха для крыла с различным и результаты оформим в виде таблицы:

Таблица 2

Критические числа Маха для крыла

Для каждого из чисел Маха ряда: 0,7;0,75; 0,8; 0,85; 0,9; 0,95 рассчитаем зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента силы лобового сопротивления, и результаты оформим в виде таблицы (таблица 4). Закритические поляры представлены на рисунке 2.

Таблица 3

Координаты закритических поляр. Для

Для

Для

Для

Для

Для

Рисунок 2 - Закритические поляры

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.

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.

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. Построим характеристики подъемной силы при М=0.2 и при М=0.7. Расчет кривой  для механизированного крыла проводится для взлетного и посадочного режимов с использованием соответствующих углов отклонения элементов механизации.

.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла

5.1.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М = 0.2

Характеристикой подъёмной силы называется зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.

Определим для крыла максимальный коэффициент подъёмной силы

, (5.1)

где  - поправочный коэффициент, учитывающий сужение крыла h, задаётся таблицей (5.1)[1];

=28º - угол стреловидности крыла по передней кромке.

 К=0,93. По рис. П2.27 [2]=1.568

Из графических зависимостей для выбранного профиля крыла (С-770315), в зависимости от числа Маха на взлетно-посадочном режиме определяем производную коэффициента подъемной силы по углу атаки .

Кривая на линейном участке описывается уравнением

 (5.2)

По Рис. П. 2.28 [2]. для  =0.15 =5.5

Определяя производную  для крыла конечного размаха по формуле (5.3), получаем

 (5.3)

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

. (5.4)

Dу - параметр характеризующий заострение профиля.

Значение этого параметра зависит от толщины профиля =0.15;

для суперкритического профиля А=27

По рис.5.8 [1] определим поправку в зависимости от параметра Dу и стреловидности крыла по передней кромке.

Строим характеристику подъёмной силы следующим образом: находим точку В пересечения линии значения и прямой графика характеристики; по обе стороны от этой точки откладываем значение (точки Е,D), точка D -значение критического угла атаки при ; криволинейный участок изображаем приближенно от точки F до точки D.

5.1.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М=0.7

Расчет ведется аналогично п.5.1.1.1.

Определим для крыла максимальный коэффициент подъёмной силы.

По рис. П 2.27 [2] =1.288

.

По Рис. П. 2.28 [2]: для  =0.15 8.

Определяя производную  для крыла конечного размаха по формуле (5.3), получаем:

.

Получим:

.

Зависимости  при М=0.2 и М=0.7 представлены на рисунке 3.

Рисунок 3 - Характеристики подъемной силы

.1.2 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.

Влияние закрылка

Выбираем закрылок Фаулера, относительная хорда закрылка

,

угол отклонения закрылка на взлете составляет , на посадке . Кроме того на взлете и посадке используем закрылок, относительный размах которого равен

Прирост на линейном участке находится по формуле:

, (5.5)

где - прирост коэффициента подъёмной силы профиля на линейном участке, определяется по рис.5.9[1]; =1.5

относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылком; (5.6)

- угол стреловидности по оси вращения закрылка,

Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылком;

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

Уравнение линейного участка:

,

,

где -соответствует немеханизированному крылу.

Угол нулевой подъёмной силы равен:

Прирост коэффициента подъемной силы D, обусловленный применением механизации, определяется как 2/3 от величины прироста  на линейном участке

D, (5.8)

где  - прирост  на линейном участке зависимости .

Подставляя числовые значения, получим

D.

Построение кривой  при отклоненной на определенный угол механизации  ведется до значения  определяемом как

. (5.10)

В нашем случая при отклоненных во взлетное положение закрылках максимальный коэффициент подъемной силы будет равен

.

Влияние предкрылка

Для передней кромки наиболее распространённый тип механизации - предкрылок.

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

, (5.11)

где -максимальный коэффициент подъёмной силы немеханизированного крыла.

Тогда

.

Таким образом, максимальный коэффициент подъемной силы крыла с выпущенной механизацией и предкрылками определяется формулой

. (5.12)

Подставляя числовые значения, получим

.

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

, (5.13)

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

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

По рис.5.10[1] определяем прирост коэффициента подъемной силы вблизи земли , являющийся функцией от , получаем .

Уменьшение максимального коэффициента подъемной силы оценивается формулой

, (5.14)

где  - максимальный коэффициент подъемной силы вдали от земли.

определяется по графику рис.5.11[1]

Тогда

.

.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки

Влияние закрылка

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 . Расчет проводим по тем же формулам.

Величина прироста коэффициента подъемной силы на линейном участке согласно рис. 5.9 [1] =2.0 и формуле (5.5):

Уравнение линейного участка:

,

,

где -соответствует немеханизированному крылу.

Угол нулевой подъёмной силы равен:

.

Прирост коэффициента подъемной силы D, обусловленный применением механизации:

D.

Построение кривой  при отклоненной на определенный угол механизации  ведется до значения :

.

Влияние предкрылка

Приращение значения максимального коэффициента подъемной силы в результате действия предкрылка из формулы (5.11) примет значение

Таким образом, максимальный коэффициент подъемной силы крыла с выпущенной механизацией и предкрылками определяется формулой (5.1). Подставляя числовые значения, получим

.

Влияние близости земли выразится в увеличении  на линейном участке на величину . Тогда максимальный коэффициент подъемной силы с учетом влияния земли по формуле (5.16) будет равен

.

Рисунок (4) содержит графики зависимости коэффициентов подъемной силы немеханизированного для механизированного крыла на режиме взлета и посадки без учета и с учетом влияния близости земли.

Рисунок 4 - Характеристики подъемной силы

5.2 Построение взлётной и посадочной поляр

Взлётную и посадочную поляру строят по уравнению

 (5.17)

где ,-прирост на линейном участке в зависимостис учётом земли. (5.18)

- исходный коэффициент подъемной силы

,

Величину минимального коэффициента лобового сопротивления на режимах взлёта и посадки вычисляем по формуле

 (5.19)

Здесь - минимальный коэффициент лобового сопротивления самолёта для крейсерского режима полёта. Принимаем=0,0175

Эффективное удлинение крыла вблизи Земли определяем по формуле

 , (5.20)

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

. (5.21)

Эффективное удлинение крыла

.

.2.1 Расчет поляр на взлетном режиме

Минимальный коэффициент лобового сопротивления по формуле (5.19)

По формуле (5.18) расчётный коэффициент подъёмной силы равен

Используя рассчитанные значения, получаем из формулы (5.17) формулу для расчета поляры на взлетном режиме с механизированным крылом с учетом влияния земли

.

Максимальный коэффициент, до которого стоится поляра, берем из формулы (5.16) на взлетном режиме без учета влияния земли.

5.2.2 Расчет поляр на режиме посадки

Расчет поляр на режиме посадки для крыла с механизацией проводится аналогично расчету поляр на взлетном режиме с учетом механизации.

Минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета с учетом того, что прирост сопротивления при отклонении закрылка для режима посадки составляет  (при ), из формулы (5.19) будет равен

.

Коэффициент  на режиме посадки для механизированного крыла с учетом влияния земли определяем по формуле (5.17) и с учетом  получим равным

.

С учетом полученных выше данных из формулы (5.17) получаем формулу для расчета координат точек поляры на посадочном режиме для механизированного крыла с учетом влияния земли

.

Максимальный коэффициент, до которого стоится поляра, берем из формулы (5.16) на режиме посадки без учета влияния земли.

На рисунке 5 представлены зависимости  для докритического режима полета, взлета и посадки.

Рисунок 5- Взлетная и посадочная поляры

6. Определение зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха

Для значения  из сетки закритических поляр находим  и строим зависимость

.

Зависимость  строим для  и из условия:

При ,

;

При

.

Максимальное качество определяем из соотношения

,

где -сопротивление при

Строим зависимость

Зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха приведены в приложении: рисунки А.1, А.2, А.3 соответственно.

Заключение

В данной курсовой работе было проведено исследование аэродинамических характеристик самолета с размахом крыла l=28,5м.

Определено критическое число Маха для самолёта М=0,7 и расчётная скорость самолёта на высоте 12000м . Рассчитана докритическая и закритическая поляры. Произведен расчет и построение графика зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на взлетно-посадочном режиме. Рассчитаны и построены зависимости коэффициента подъемной силы механизированного крыла на взлете и посадке, без учета и с учетом влияния земли. Из этих графиков 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 взлетной и посадочной поляры для механизированного крыла. Графики этих поляр представлены на одном рисунки с графиком взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла. Из этих графиков можно увидеть увеличение коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации крыла.

Определены зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха.

Список использованных источников

1. Васильев В.В. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов. Учебное пособие. СГАУ - Самара 2006г.

2.       Головин В.А., Филиппов Г.В., Шахов В.Г. Расчет поляр и подбор винта к самолету. Учебное пособие. СГАУ - Самара 1992г.

Приложение А

Рисунок А.1 - Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха

Рисунок А.2 - Зависимость коэффициента отвала поляры от числа Маха

Рисунок А.3 - Зависимость качества от числа Маха