Аэродинамические характеристики летательных аппаратов

Размещено на http://www.allbest.ru/

Курсовая работа

по дисциплине

«Аэродинамика»

Введение

Цель курсовой работы по курсу «Аэродинамика» - закрепление и развитие знаний студентов в области аэродинамики самолета.

Курсовая работа выполняется в соответствии с учебным графиком и оформляется в виде пояснительной записки на стандартных листах в сброшюрованном виде.

Аэродинамические характеристики летательных аппаратов зависят от многих факторов. Поскольку существует большое разнообразие форм летательных аппаратов, то создать общий метод расчета аэродинамических характеристик является чрезвычайно трудной задачей.

В методическом пособии нашли отражение инженерные методики расчета аэродинамических характеристик самолетных конфигураций, особенностями которых являются: специфические профили, фюзеляжи произвольного поперечного сечения, несимметричное расположение крыла относительно оси фюзеляжа, влияние механизации крыла.

Метод расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов основан на экспериментальных данных, обработанных в параметрах подобия. Пособие содержит метод расчета аэродинамических характеристик самолета на дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях.

При определении суммарных аэродинамических характеристик реальный летательный аппарат заменяется схематизированным. Самолет расчленяется на простейшие элементы, поддающиеся расчёту. Выделяются крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, фюзеляж.

При схематизации крыла криволинейные кромки заменяют прямолинейными, но так, чтобы площадь в плане не изменялась. Расчет аэродинамических характеристик проводится для изолированного крыла. Под изолированным понимается крыло, составленное из двух консолей без подфюзеляжной части.

Фюзеляж заменяется эквивалентным телом вращения. Диаметр эквивалентного тела вращения определяется через площадь миделевого сечения элемента. Выделяются носовая, цилиндрическая и кормовая части элемента.

1. Содержание курсовой работы

Выполнение расчёта основных аэродинамических характеристик самолёта: коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы в диапазонах дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей для различных углов атаки б.

По результатам расчета строятся «сквозные» зависимости:

· и от числа M для различных углов атаки ;

· Поляра летательного аппарата для различных значений чисел М

· Максимального качества от числа M

· для ;

· для

Для этих же зависимостей определяются значения критического угла атаки и максимального коэффициента подъемной силы .

аэродинамический самолет атака угол

2. Исходные данные для расчета

Исходными данными для расчета являются:

· Расчетная высота полета

· Скорость звука на заданной высоте полета ;

· Коэффициент кинематической вязкости на заданной высоте полета

·

· Геометрические параметры крыла:

o Удлинение ;

o Площадь в плане

o Относительная площадь подфюзеляжной части

o Сужение

o Угол стреловидности по передней кромке

o Относительная толщина профиля

o Положение максимальной толщины профиля

o Форма профиля: ромбовидный;

· Геометрические параметры фюзеляжа:

o Длина

o Относительная длина носовой части

o Относительная длина кормовой части

o Площадь миделевого сечения

o Площадь донного среза

· Геометрические параметры оперения:

o Относительная площадь горизонтального оперения

o Удлинение горизонтального оперения

o Сужение горизонтального оперения

o Угол стреловидности горизонтального оперения по передней кромке

o Относительная толщина профиля горизонтального оперения

o Положение максимальной толщины профиля горизонтального оперения

o Относительная площадь вертикального оперения

o Удлинение вертикального оперения

o Сужение вертикального оперения

o Угол стреловидности вертикального оперения по передней кромке

o Относительная толщина профиля вертикального оперения

o Положение максимальной толщины профиля вертикального оперения .

3. Определение величин, необходимых для расчета

Величинами, необходимыми для расчета, являются:

· Размах крыла:

· Диаметр тела вращения, эквивалентного площади миделевого сечения:

· Размах консолей крыла:

· Площадь подфюзеляжной части крыла:

· Площадь консолей крыла:

· Удлинение консолей крыла:

· Сужение консолей крыла:

· Средняя геометрическая хорда консоли крыла:

· Угол стреловидности крыла по линии четвертей хорд:

· Угол стреловидности крыла по линии середин хорд:

· Угол стреловидности крыла по линии максимальных толщин берем равным углу стреловидности по линии середин хорд: ;

· Угол стреловидности крыла по задней кромке крыла:

· Удлинение фюзеляжа:



· Длина носовой части фюзеляжа:

· Длина кормовой части фюзеляжа:

· Удлинение цилиндрической части фюзеляжа

· Удлинение носовой части фюзеляжа:

· Удлинение кормовой части фюзеляжа:

· Диаметр донного среза корпуса:

· Сужение кормовой части корпуса:



· Площадь горизонтального оперения:

· Размах горизонтального оперения:

· Средняя геометрическая хорда горизонтального оперения:

· Угол стреловидности горизонтального оперения по линии середин хорд:

· Угол стреловидности горизонтального оперения по линии максимальных толщин берем равным углу стреловидности по линии середин хорд:

· Угол стреловидности горизонтального оперения по задней кромке:

· Площадь вертикального оперения:



· Высота вертикального оперения:

· Размах вертикального оперения:

· Средняя геометрическая хорда вертикального оперения:

· Угол стреловидности вертикального оперения по линии середин хорд:

· Угол стреловидности вертикального оперения по линии максимальных толщин берем равным углу стреловидности по линии середин хорд:

Расчет аэродинамических характеристик производится при углах атаки б = 0⁰; 2⁰; 4⁰; 6⁰; 8⁰ для чисел М = 0,4; 0,8; 1,0; 1,2; 1,5; 1,8; 2,0; 2,2; 2,5; на режимах взлета и посадки при б = 0 ч 40⁰ через 4⁰ при М = 0,4, для всех конфигураций: убранной, взлетной и посадочной.

4. Расчет коэффициента подъемной силы самолета

Коэффициент подъемной силы самолета при и числах линейно зависит от угла атаки (в диапазоне полетных углов атаки) и может быть вычислен по формуле:

;

где - производная коэффициента подъемной силы самолета по углу атаки;

угол атаки при нулевой подъемной силе крыла;

угол атаки самолета.

Производная коэффициента подъемной силы самолета нормальной схемы определяется как

Здесь производные коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных консолей крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения; коэффициенты интерференции консолей крыла и фюзеляжа, горизонтального оперения и фюзеляжа; производная угла скоса потока за крылом по углу атаки; - коэффициент торможения потока в области горизонтального оперения. Для курсовой работы можно принять .

Угол нулевой подъемной силы для крыла с симметричным профилем приближенно считаем равным нулю.

Расчёт производной консолей крыла

В практических случаях для расчета удобно использовать графики общих зависимостей



полученных на основе линейной теории для крыльев различной формы в плане и представленных на графиках рис. 2 а, б, в, г.

Таблица 1

M	0,4	0,8	1,0	1,2	1,5	1,8	2,0	2,2	2,5
	2,82	1,86	0	2,05	3,47	4,65	5,36	6,07	7,09
	0,018	0,021	0,025	0,021	0,017	0,014	0,0125	0,011	0,095
	0,056	0,065	0,077	0,065	0,053	0,043	0,039	0,034	0,0294

Расчёт производной изолированного фюзеляжа

определяется как сумма:

- производная по углу атаки коэффициента подъемной силы носовой части фюзеляжа, учитывающая подъемную силу головной и цилиндрической частей фюзеляжа;

- производная по углу атаки коэффициента подъемной силы кормовой части фюзеляжа.

Значения находят по экспериментальным данным, приведенным на рис. 3 для тел вращения с конической носовой частью в зависимости от и или где - удлинения головной и цилиндрической части соответственно.

Производная слабо зависит от формы головной части. Поэтому зависимости, приведенные на рис. 3, можно использовать при расчётах тел с оживальной головной частью.

При обтекании кормовой части фюзеляжа подъемная сила падает. Производная определяется по формуле:

где коэффициент

Таблица 2

3,78 4,8 0,8
M	0,4	0,8	1,0	1,2	1,5	1,8	2,0	2,2	2,5
	0,92	0,6	0	0,66	1,12	1,5	1,73	1,96	2,3
или	0,19	0,12	0	0,14	0,23	0,31	0,36	0,41	0,48
	0,041	0,037	0,038	0,043	0,045	0,046	0,048	0,049	0,05
	0,074	0,07	0,071	0,076	0,078	0,079	0,081	0,082	0,083

Расчёт производной горизонтального оперения

В практических случаях расчета удобно использовать графики общих зависимостей

полученных на основе линейной теории и представленных на графиках рис. 2.

Расчет сводится в Таблицу 3.

Таблица 3

M	0,4	0,8	1,0	1,2	1,5	1,8	2,0	2,2	2,5
	2,39	1,56	0	1,14	2,91	3,77	4,49	5,10	5,95
	0,020	0,023	0,027	0,025	0,018	0,016	0,014	0,013	0,0115
	0,052	0,060	0,07	0,065	0,048	0,042	0,036	0,034	0,029

Учет интерференции частей самолета при расчете коэффициента подъемной силы

Интерференция крыла и фюзеляжа, горизонтального оперения и фюзеляжа при определении подъемной силы учитывается коэффициентами интерференции , входящими в формулу для определения производной подъемной силы самолета.

Коэффициенты определяются по графику рис. 4, используя параметр где l - полный размах несущей поверхности (l или ).

Таблица 4

M	0,4	0,8	1,0	1,2	1,5	1,8	2,0	2,2	2,5
	0,056	0,065	0,077	0,065	0,053	0,043	0,039	0,034	0,031
	0,074	0,07	0,0071	0,076	0,078	0,079	0,081	0,082	0,083
	0,052	0,060	0,075	0,065	0,048	0,042	0,036	0,034	0,029
	0,140	0,147	0,162	0,154	0,140	0,130	0,127	0,123	0,110
	0,150	0,183	0,220	0,197	0,170	0,149	0,135	0,119	0,102
	0,310	0,359	0,442	0,385	0,329	0,288	0,258	0,223	0,211
	0,464	0,535	0,661	0,577	0,493	0,427	0,386	0,337	0,314
	0,612	0,711	0,883	0,772	0,657	0,566	0,514	0,447	0,415

Строим график зависимости .



5. Расчет коэффициента лобового сопротивления

Коэффициент лобового сопротивления самолета

где - коэффициент сопротивления при ;

- коэффициент индуктивного сопротивления.

Коэффициент сопротивления самолета при нулевой подъемной силе определяется в виде

где - коэффициенты сопротивления консолей крыла, фюзеляжа, горизонтального и вертикального оперения;

- коэффициент, учитывающий различные неучтенные в расчете сопротивления.

Обычно принимается

- коэффициенты, учитывающие торможение потока у оперения,

Расчёт коэффициента сопротивления консолей при нулевой подъемной силе

Коэффициент сопротивления консолей при нулевой подъемной силе представляется в виде

;

где - коэффициент сопротивления трения консолей крыла;

- коэффициент волнового сопротивления.

Определение сопротивления трения консолей крыла

Сопротивление трения консолей крыла определяется по формуле:

где - коэффициент двухстороннего трения плоской пластины;

- коэффициент, учитывающий влияние толщины консолей крыла на сопротивление трения. Коэффициент в зависимости от числа Рейнольдса и относительной координаты точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный определяется из графика рис. 5.

Число Рейнольдса определяется:

где

Коэффициент определяется по графику рис. 12 при

Расчет коэффициента волнового сопротивления консолей крыла

Для расчёта волнового сопротивления консолей крыла с профилем произвольной формы можно воспользоваться формулой

где - коэффициент волнового сопротивления крыла с ромбовидным профилем, который можно определить в зависимости от параметров по графикам рис. 13, 14, 15 для М1,0. Для

Коэффициент К=1 учитывает влияние формы профиля на волновое сопротивление крыла бесконечного размаха определяется по таблице 1 (после рис. 15).

Коэффициент учитывает влияние формы профиля на волновое сопротивление крыла конечного размаха.

Таблица 5

0 0,0055 ц= 0
M					Re
0,4	0,00575	0,00626	??	??	0,42Ч107	0	0,00626
0,8	0,005	0,00545	??	??	0,85Ч107	0	0,00545
1,0	0,00475	0,00517	0	0,0149	1,06Ч107	0,0149	0,02002
1,2	0,00455	0,0049	1,79	0,0094	1,28Ч107	0,0094	0,01425
1,5	0,0045	0,004905	3,03	0,0066	1,59Ч107	0,0066	0,01151
1,8	0,00435	0,00474	4,05	0,0047	1,91Ч107	0,0047	0,00942
2,0	0,00425	0,00463	4,69	0,0041	2,12Ч107	0,0041	0,00876
2,2	0,00415	0,00452	5,31	0,0039	2,34Ч107	0,0039	0,00837
2,5	0,004	0,00436	6,2	0,0033	2,66Ч107	0,0033	0,00766

Расчёт коэффициента сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе



где - коэффициент сопротивления трения фюзеляжа;

- коэффициент сопротивления давления фюзеляжа.

В свою очередь коэффициент записывается в виде

;

где - коэффициенты сопротивления носовой и кормовой частей; - коэффициент донного сопротивления.

Расчет коэффициента сопротивления трения фюзеляжа

Коэффициент сопротивления трения фюзеляжа определяется через
коэффициент пластины с учетом отличия тела вращения от плоской
пластины

где

- коэффициент сопротивления трения плоской пластины, определяемый в зависимости от числа Рейнольдса фюзеляжа в предположении, что пограничный слой полностью турбулентный.

определяется по графику рис. 5,

Расчет коэффициента сопротивления носовой части фюзеляжа

Сопротивление носовой части фюзеляжа зависит от формы носовой части, удлинения и числа M.

При докритических скоростях сопротивление носовой части мало и даже может быть отрицательным.

В трансзвуковой зоне скоростей это сопротивление резко возрастает в связи с появлением волнового сопротивления.

Величину определяют по графику рис. 7 для конической формы носовой части.

Расчет коэффициента сопротивления кормовой части фюзеляжа

Расчеты можно выполнить с помощью графика рис. 9а, на котором построены зависимости

Расчет коэффициента донного сопротивления

Донное сопротивление фюзеляжа определяется по формуле:

- коэффициент донного разрежения при , определяется по графику рис. 10 (без оперения, верхняя кривая при М = 0,4).

Учет сужения кормовой части производится с использованием графика рис. 11. Для М = 0,4 и М = 0,8 берем значения такие же, как и значения для М = 1,0.

Таблица 6

M										Re
0,4	0,00478	0,239	??	??	0,54	??	??	??	0,236	0,408Ч108
0,8	0,00443	0,221	0,025	0,035	0,54	0,120	0,017	0,172	0,294	0,816Ч108
1,0	0,00429	0,214	0,19	0,030	0,54	0,211	0,028	0,244	0,454	1,02Ч108
1,2	0,00413	0,207	0,23	0,025	0,56	0,217	0,035	0,276	0,488	1,224Ч108
1,5	0,00396	0,197	0,154	0,024	0,65	0,187	0,041	0,282	0,424	1,53Ч108
1,8	0,00384	0,189	0,137	0,023	0,63	0,162	0,047	0,293	0,397	1,836Ч108
2,0	0,00379	0,185	0,132	0,020	0,64	0,151	0,051	0,312	0,387	2,04Ч108
2,2	0,00377	0,184	0,127	0,016	0,67	0,143	0,052	0,315	0,368	2,244Ч108
2,5	0,00363	0,183	0,125	0,013	0,71	0,121	0,053	0,323	0,357	2,55Ч108

Расчёт коэффициента сопротивления горизонтального оперения при нулевой подъемной силе

Коэффициент сопротивления горизонтального оперения при нулевой подъемной силе представляется в виде где - коэффициент сопротивления трения; - коэффициент волнового сопротивления.

Определение сопротивления трения горизонтального оперения

Сопротивление трения горизонтального оперения определяется по формуле:

где - коэффициент двухстороннего трения плоской пластины;

- коэффициент, учитывающий влияние толщины горизонтального оперения на сопротивление трения. Коэффициент в зависимости от числа Рейнольдса и относительной координаты точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный определяется из графика рис. 5.

Число Рейнольдса определяется по формуле:

где

Коэффициент определяется по графику рис. 12 при .

Расчет коэффициента волнового сопротивления горизонтального оперения

Для расчёта волнового сопротивления горизонтального оперения воспользуемся формулой



где - коэффициент волнового сопротивления горизонтального оперения с ромбовидным профилем, который можно определить в зависимости от параметров по графикам рис. 13, 14, 15 для М1,0. Для

Коэффициент К=1 определяется по таблице 1 (после рис. 15).

Коэффициент ц=0 учитывает влияние формы профиля на волновое сопротивление.

Таблица 7

0 0,0052 ц=0
M
0,4	0,00664	0,0074	-	-	3,22Ч106	0	0,0074
0,8	0,0059	0,00634	-	-	6,44Ч106	0	0,00634
1,0	0,00557	0,00608	0	0,0073	8,05Ч106	0,0071	0,00608
1,2	0,0055	0,0060	0,835	0,0067	9,66Ч106	0,0065	0,0060
1,5	0,00526	0,0059	1,45	0,0054	12,1Ч106	0,0053	0,0059
1,8	0,005	0,00547	1,57	0,0046	14,5Ч106	0,0044	0,00547
2,0	0,0049	0,00536	2,11	0,0041	16,1Ч106	0,0039	0,00536
2,2	0,0048	0,00519	2,34	0,0037	17,71Ч106	0,0035	0,00519
2,5	0,0047	0,00503	2,86	0,0032	20,125Ч106	0,0031	0,00503

Расчёт коэффициента сопротивления вертикального оперения при нулевой подъемной силе

Коэффициент сопротивления вертикального оперения при нулевой подъемной силе представляется в виде

где - коэффициент сопротивления трения;

- коэффициент волнового сопротивления.

Определение сопротивления трения вертикального оперения

Сопротивление трения вертикального оперения определяется по формуле:

где - коэффициент, учитывающий влияние толщины вертикального оперения на сопротивление трения. Коэффициент в зависимости от числа Рейнольдса и относительной координаты точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный определяется из графика рис. 5.

Число Рейнольдса определяется по формуле:

где

Коэффициент определяется по графику рис. 12 при .

Расчет коэффициента волнового сопротивления вертикального оперения

Для расчёта волнового сопротивления вертикального оперения воспользуемся формулой

где - коэффициент волнового сопротивления вертикального оперения с ромбовидным профилем, который можно определить в зависимости от параметров по графикам рис. 13, 14, 15 для М1,0. Для

Коэффициент К=1 определяется по таблице 1 (после рис. 15).

Коэффициент ц=0 учитывает влияние формы профиля на волновое сопротивление.

Таблица 8

0 0,0035 ц=0
M					Re
0,4	0,007	0,00763	-	-	2,28Ч106	0	0,00763
0,8	0,00625	0,00681	-	-	4,56Ч106	0	0,00681
1,0	0,006	0,00654	0	0,0057	5,7Ч106	0,0057	0,01224
1,2	0,00575	0,00627	0,66	0,0054	6,84Ч106	0,0054	0,01167
1,5	0,0055	0,00599	1,12	0,0044	8,55Ч106	0,0044	0,01039
1,8	0,0054	0,00588	1,49	0,004	1,02Ч106	0,004	0,00988
2,0	0,0053	0,00577	1,73	0,0036	1,14Ч106	0,0036	0,00937
2,2	0,00525	0,00572	1,96	0,0032	1,25Ч106	0,0032	0,00892
2,5	0,005	0,00545	2,29	0,00298	1,42Ч106	0,00298	0,00843

Расчёт коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется в виде

где - коэффициенты индуктивного сопротивления консолей крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения;

- коэффициент, учитывающий торможение потока у оперения, .

6. Аэродинамические характеристики самолета на режимах взлета и посадки

Построение зависимости для M=04, при убранной механизации крыла

Для сверхзвуковых самолетов с крылом малого удлинения

берется из предыдущего расчета при M=0,4.

Значение коэффициента «А=1,7» определяется по графику рис. 21.

Значения и определяются следующими формулами:

Функции, входящие в эти формулы, определяются по графикам рис. 22, 23, 24, 25.

Таблица 14

А=1,7; ;
	0	4	8	12	16	20	24	28	30
	0	0,0078	0,03	0,07	0,124	0,195	0,28	0,38	0,41
	0	0,624	1,262	1,848	2,588	3,275	3,976	4,692	4,974

Определения коэффициента подъемной силы самолета при отклоненных закрылках

В случае простого закрылка приращение коэффициента подъемной силы профиля может быть определено по формуле



;

где производная =0,04 по углу отклонения закрылка определяется по рис. 27 в зависимости от отношения хорды закрылка к хорде крыла ; берем

коэффициент определяется в зависимости от суммы углов заострения задней кромки закрылка = и угла отклонения закрылка по рис. 28.

Выбираем угол отклонения закрылков на взлете на посадке

Отклонение закрылков приводит к эквидестантному смещению кривой и увеличению .

Смещение кривой в направлении оси ординат можно определить по формуле

Изменение критического угла атаки при отклонении закрылков

Для закрылков, выпущенных во взлетное положение, критический угол атаки уменьшается на =0,504, а при выпуске закрылков в посадочное положение уменьшается на =1,344.

Определение коэффициента лобового сопротивления при отклоненных закрылках

При отклонении закрылков увеличиваются как суммарный коэффициент сопротивления, так и его компоненты сопротивления при нулевой подъемной силе, а также индуктивное сопротивление.

Приращение сопротивления при нулевой подъемной силе определяется по графику рис. 30 в зависимости от относительной хорды закрылка для взлетного и посадочного положений.

Индуктивное сопротивление при выпущенных закрылках определяется по формулам:

;

.

Литература

1. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. «Машиностроение», 1971,

2. Бадягин А.А., Егер С.М. и [др.]. «Машиностроение», 1972.

3. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета. «Машиностроение», 1973.

4. Югов О.К., Селиванов О.Д. Согласование характеристик самолета двигателя. «Машиностроение», 1975.

5. Остославский И.В. Аэродинамика самолета. Оборонгиз, 1957.

6. Нилсен Дж. Аэродинамика управляемых снарядов. Оборонгиз, 1962.

7. Краснов Н.Ф. Аэродинамика тел вращения. Оборонгиз, 1958.

8. Краснов Н.Ф. и [др.]. Аэродинамика ракет. «Высшая школа», 1968.

9. Аэродинамика частей самолета при больших скоростях. Под редакцией А.Ф. Доновэна, Г.Р. Лоуренса. ИЛ, 1959.

10. Ферри А. Аэродинамика сверхзвуковых течений. Гостехтеориздат, 1953.

11. Мартынов А.К. Прикладная аэродинамика. «Машиностроение», 1972.

12. Award conference proceeds in №124 Aerodynamic drag. Jan. 9.1974.

13. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. Под редакцией В. Кошкина. «Машиностроение», 1975.

Размещено на Allbest.ru