ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

Задание

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

2. Собрать сведения о данном самолёте и изложить их кратко во введении.

3. Вычислить основные геометрические характеристики самолёта.

4. Рассчитать критическое число Маха самолёта и максимальное значение числа Маха.

5. Выполнить расчёт коэффициента лобового сопротивления самолёта при нулевой подъёмной силе на высоте крейсерского полёта и докритического числа Маха.

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

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

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

9. Построить сквозные характеристики самолёта: , , и .

10. Построить взлётно-посадочные поляры самолёта с учётом влияния земли.

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

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

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

РЕФЕРАТ

Курсовой проект.

Пояснительная записка: 84 с., 14 табл., 13 рисунков, 3 источника

Графическая документация: 1 л. А3

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

Проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован военно-транспортный самолет Великобритании BAe-146 STA. Подобрана механизация крыла для осуществления взлета. Рассчитаны и построены графики аэродинамических характеристик.

Содержание

Введение……………………………………………………………………...........................10

1 Основные геометрические характеристики самолета……………………12

1.1 Крыло…………………………………………………………………………………………….12

1.2 Фюзеляж………………………………………………………………………………………..15

1.3 Оперение……………………………………………………………………………………….16

1.3.1 Горизонтальное оперение…………………………………………………………17

1.3.2 Вертикальное оперение…………………………………………………………….17

1.4 Мотогондолы двигателей…………………………………………………………….18

1.5 Пилоны мотогондолы…………………………………………………………………..20

2 Выбор профиля крыла и оперения………………………………………………….21

3 Расчет критического числа Маха………………………………………………………23

3.1 Расчет критического числа Маха крыла……………………………............23

3.2 Расчет критического числа Маха фюзеляжа …………………………………25

3.3 Расчет критического числа Маха мотогондолы…………………………….25

3.4 Расчет критического числа Маха оперения…………………………………...25

3.4.1 Расчет критического числа Маха горизонтального оперения…….26

3.4.2 Расчет критического числа Маха вертикального оперения………..26

3.5 Расчет критического числа Маха пилона…………………………………………26

4 Расчет докритической поляры…………………………………………………………….27

4.1Расчет минимального крыла…………………………………………………………………………………………………………..28

4.2 Расчет минимального фюзеляжа…………………………………………………………………………………………………….31

4.3Расчет минимального оперения……………………………..33

4.3.1 Расчет минимального горизонтального оперения………………………………………………………………..…………33

4.3.2 Расчет минимального вертикального оперения………….………………………………………………….………………34

4.4 Расчет минимального мотогондолы………………………………………………………………………………………………..35

4.5 Расчет минимального пилона……………………………………………………………………………………………………..…..37

4.6 Пассивное сопротивление самолета…………………………………………..……...37

4.7 Расчет координат докритической поляры……………………………………………38

5 Расчет взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла…………………………………………………………………..……………………………………...41

5.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла…………………………………………………………………………………………………………..41

5.2 Расчет минимального фюзеляжа……………………………………………………………………………………………………………42

5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения………………………………………………………………………………………………………………43

5.3.1 Расчет минимального горизонтального оперения…………………………………………………………..………………..43

5.3.2Расчет минимального вертикального оперения…………………………………………………………..……………….43

5.4 Расчет минимального мотогондолы……………………………………………………………………………………………..45

5.5 Расчет минимального пилона…………………………………………………………………………………………………………46

5.6 Пассивное сопротивление самолета на взлетно-посадочном режиме без учета механизации……….………………………………………………………………………46

5.7 Расчет координат взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла……………………………………………...........................47

6. Расчет сетки закритических поляр……………………………………………………………49

7 Взлетно-посадочные характеристики самолета………………………………………56

7.1 Расчет характеристик подъемной силы………………………………………………….58

7.1.1 Расчет характеристик подьемной силы для немеханизированного крыла……………………………………………………………………………………………………………58

7.1.2 Расчет характеристик подьемной силы для механизированного крыла на режиме взлета………………………………………………………………………………………59

7.1.3 Расчет характеристик подьемной силы для механизированного крыла на режиме посадки……………………………………………………………………………………..62

7.2 Расчет взлетных и посадочных поляр для механизированного крыла …………………………………………………………………………………………………………….65

7.2.1 Расчет взлетно-посадочной поляры без применения механизации ………………………………….................................................................65

7.2.2 Расчет поляр на режиме взлета…………………………………………………………..66

7.2.3 Расчет поляр на режиме посадке……………………………………………………….69

8 Зависимость подъемной силы от угла атаки на режиме взлете…………………………………………………………………………………………………………..73

9 Расчет полетных характеристик самолета…………..…………………………………..75

9.1 Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки…………………………………………………………………………………………………………….75

9.2 Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления от угла атаки………………………………………………………………………………………………….…75

9.3 Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки……………………………………………………………………………………………………………..76

10. Построение сквозных характеристик самолета……………………………………..78

Заключение……………………………………………………………………………………………………81

Список использованных источников…………………………………………………….……..83

Приложение А Чертеж общего вида………………………......................................84

ВВЕДЕНИЕ

В данном курсовом проекте объектом исследования является самолет-прототип за основу которого взят BAe-146 STA. Методом поэлементного расчета получены аэродинамические характеристики самолета, построены их графические зависимости. Целью проекта является обучение поэлементному расчету самолета и применение его на прототипе, основой которого является реально существующий самолет.

Самолет BAe.146 Statesman (STA) предназначен для воздушных перевозок личного состава и грузов, посадочного и парашютного десантирования войск и боевой техники. Он разработан фирмой British Aerospace в конце 80-х годов на базе серийно выпускаемого пассажирского самолета. Первый полет ВАе-146 STA состоялся в августе 1988 года. Впервые самолет был продемонстрирован в 1988 году на авиасалоне в Фарнборо (Великобритания).

Самолет имеет высокорасположенное стреловидное крыло, на пилонах которого смонтированы четыре турбовентиляторных двигателя ALF502 английской фирмы Лайкоминг, отличающиеся высокой экономичностью и малой тепловой и шумовой сигнатурой. В ходе перепроектирования пассажирского самолета в военно-транспортный, в центральной части фюзеляжа оборудована грузовая кабина с размерами 16, 08х3, 23 м, в которой могут разместиться 60 парашютистов или до 6 стандартных грузовых платформподдонов. Для погрузки крупногабаритных грузов в задней части фюзеляжа слева по борту имеется грузовой люк размером 3, 33х1, 95 м, однако фирма намечает выпустить и модификацию с люком и погрузочной рампой, что значительно облегчит погрузку в самолет колесной и гусеничной техники. Для десантирования парашютистов в фюзеляже имеются боковые двери. Десантирование производится при скорости полета 200 км/час.

Трехстоечное шасси с пневматиками низкого давления позволяет эксплуатировать самолет на необорудованных взлетно-посадочных площадках.

Для расширения возможностей использования самолета фирма «Бритиш Аэроспейс» создала несколько разновидностей функциональных модулей, которые могут устанавливаться в грузовой кабине как по одиночке, так и собранными в блоки. Это позволяет за короткий срок переоборудовать самолет в воздушный командный пункт, госпиталь с операционным отделением, транспортный самолет для перевозки личного состава или членов высшего военного руководства.

На базе самолета ВАе.146 STA разрабатываются также модификации самолета-заправщика и базового патрульного самолета.

Тактико-технические характеристики BAe-146 STA:

Год принятия на вооружение – 1989,

Размах крыла - 26, 37 м,

Длина самолета - 26, 16 м,

Высота самолета - 8, 51 м,

Площадь крыла – 77, 29 кв.м,

Масса, кг - пустого самолета – 23336,

- нормальная взлетная 38102,

- максимальная взлетная 42180,

Внутреннее топливо, кг - 9362,

Тип двигателя - 4 ТВД Textron Lycoming ALF502R-5 4x3185 кгс,

Крейсерская скорость - 709 км/ч,

Максимальная скорость – 910 км/ч,

Практическая дальность - 2800 км,

Дальность полета с максимальной нагрузкой - 1733 км,

Практический потолок - 9500 м,

Экипаж – 4-5 чел,

Полезная нагрузка: 128 солдат или 11000 кг груза.

Оперение

В состав оперения входят горизонтальное (стабилизатор) и вертикальное оперение (киль). Определение основных геометрических параметров (площадь, удлинение, сужение, средняя хорда) производим аналогично крылу.

Горизонтальное оперение

Площадь горизонтального оперения вычисляется в графическом редакторе Компас:

, (10)

Все линейные размеры снимаются непосредственно с чертежа.

Удлинение горизонтального оперения:

Относительное сужение горизонтального оперения определяется по формуле (2)

Средняя хорда горизонтального оперения определяется с помощью формулы (4)

Стреловидность горизонтального оперения по передней кромке:

Вертикальное оперение

Площадь вертикального оперения:

где - площадь основного киля, ;

- площадь наплыва, ;

Тогда получаем

Относительное удлинение вертикального оперения:

Сужение вертикального оперения будет равно:

Средние хорды получим с помощью формулы (4)

Стреловидность вертикального оперения по передней кромке:

Мотогондолы двигателей

Форма мотогондол отличается от формы фюзеляжа наличием входных и выходных отверстий для воздушного потока, поэтому чтобы использовать расчетные формулы для определения геометрических параметров, необходимо построить фиктивное тело мотогондолы (рисунок 2). В этом случае носовая часть фиктивного тела получается путем скругления образующих мотогондолы, хвостовая часть получается продолжением образующих до пересечения с осью симметрии в одной точке.

Рисунок 2 – Основные размеры мотогондолы

Определение основных геометрических характеристик мотогондолы ведем аналогично фюзеляжу. Для этого определим фиктивный диаметр мотогондолы. Площадь миделя мотогондолы берется с чертежа. Тогда получаем:

. (11)

Относительное удлинение мотогондолы:

где - длина фиктивного тела мотогондолы, .

Относительное удлинение носовой части мотогондолы вычисляется по формуле:

где - длина носовой части мотогондолы, .

Относительное удлинение хвостовой части мотогондолы:

где - длина хвостовой части мотогондолы, .

Площадь омываемой поверхности мотогондолы равна:

Пилон мотогондолы

Пилон, как и крыло, набирается из аэродинамических профилей, поэтому расчёт геометрических параметров пилона ведется по формулам, применяемым при расчёте характеристик для крыла и оперения.

Площадь пилона определим по формуле (9)

где - центральная хорда пилона, ;

- корневая хорда пилона, ;

- размах пилона, .

Все линейные размеры снимаются непосредственно с чертежа.

Удлинение пилона равно:

Относительное сужение пилона определяется по формуле (2)

Средняя хорда пилона определяется с помощью формулы (4)

Стреловидность пилона по передней кромке:

РАСЧЕТ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ

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

, (19)

где – минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета;

– коэффициент индуктивного сопротивления;

0, 12 – коэффициент подъемной силы, принимаемый для транспортных и пассажирских самолетов в пределах от 0, 1 до 0, 15 и для маневренных самолетов принимается равным нулю.

Из выражения формулы (15) 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.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной курсовой работе было проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован самолет BAe-146 STA. Чертеж этого самолета представлен в приложении А.

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

Рассчитана и построена взлетно-посадочная поляра для немеханизированного крыла.

Произведен расчет взлетно-посадочных характеристик самолета. В этом разделе произведен расчет и построен график зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на взлетно-посадочном режиме, подобрана механизация крыла, состоящая из однощелевого 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 графики помещены на одном рисунке. 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 действий тех или иных факторов. Кроме того, в этом разделе произведен расчет взлетной и посадочной поляры для механизированного крыла. Графики этих поляр представлены на одном рисунке 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.

Рассчитана зависимость подъемной силы на режиме взлета для механизированного крыла и с учетом влияния земли. Из графика можно определить 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.

Рассчитаны полетные характеристики самолета – построены графические зависимости коэффициента подъемной силы, коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества от угла атаки. Также из данных зависимостей можно определить максимальное аэродинамическое качество, максимальный коэффициент подъемной силы и допустимый коэффициент подъемной силы при полете на крейсерском режиме: .

Для увеличения подъемной силы самолета рекомендую: увеличить площадь крыла, улучшить механизацию (использованная в курсовой работе проста в конструктивном смысле).

Для увеличения максимального аэродинамического качества крыла рекомендую: увеличить площадь крыла.

ПРИЛОЖЕНИЯ А