Расчет аэродинамических характеристик самолета с учетов влияния выпуска закрылков и шасси

Размещено на http://allbest.ru

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)

Кафедра ЛЭВС

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по учебной дисциплине «Аэродинамика и динамика полета»

на тему «Расчет аэродинамических характеристик самолета с учетов влияния выпуска закрылков и шасси»

Выполнил: курсант группы П-12-1

Сивак Е.И.

Проверил: доцент кафедры ЛЭ и УВД

Бондаренко А.А.

Ульяновск 2013



1. Исходные данные

1. Тип ВС: Ил-62

2. Все двигатели работают

3. Режим двигателя - номинальный

4. Атмосферное давление на аэродроме - 680 мм. рт. ст.

5. Температура наружного воздуха на аэродроме +40°С

6. Скорость попутного ветра -10 м/с

7. Конфигурация самолета - взлетная, полетная.

8. Площадь крыла 254 м²

9. Размах крыла 43,2 м

Основные аэродинамические характеристики самолета

Конфигурация	взлетная	Полетная
Закрылки	30	0
Шасси	выпущены	убрано
б0 град	-5,5	+1,5
бнс град	9	16
бкр град	18	22
Сyб/град	0,098	0,09
Сy max	1,85	1,47
Сx0	0,096	0,021
?Сx ш	0,012	-

2. Основные теоретические сведения

При обтекании самолета потоком воздуха на его поверхности возникают распределенные силы давления и трения.

Равнодействующая этих сил называется полной аэродинамической сильной (R_a), а точка ее приложения - центром давления.

Для расчета летных характеристик самолета удобно разложить силу R_a на две составляющие: подъёмную силу Y_a, которая перпендикулярна вектору воздушной скорости V_?, и силу лобового сопротивления Х_а, которая направлена по вектору скорости невозмущенного потока V_? (против направления полёта).

В горизонтальном полете подъемная сила уравновешивает вес самолета, что обеспечивает постоянство высоты полета, а сила лобового сопротивления уравновешивается силой тяги двигателей, что необходимо для поддержания постоянства скорости.

Для расчета Y_a и Х_а используются следующие формулы:

где - плотность воздуха, которая при малых скоростях принимается постоянной, кг/м³ ;

V_? - воздушная скорость невозмущенного потока (воздушная), км/ч

S - площадь крыла, м² ;

С_ya - коэффициент подъемной силы;

С_xa - коэффициент силы лобового сопротивления.

Из формул (1) и (2) можно сделать вывод, что подъемная сила и сила лобового сопротивления возрастают при увеличении плотности воздуха, скорости и площади крыла.

Все остальные факторы, влияющие на эти аэродинамические силы, учитываются через аэродинамические коэффициенты.

В полете они изменяются в основном при изменении угла атаки, при выпуске механизации крыла и шасси.

3. Используемые формулы

С= С_yа ^б (б - б₀)

С_xa = С_x0+ С_xi+?С_xp+?С_{x ш}

(Для полетного режима С_xa = С_x0+ С_xi+?С_xp)

C_ya=С_ya/С_{ya max}

С_xi = A• С_ya² _{, где} A=

?С_xp - находим из вспомогательного графика

?С_{x ш} = 0,012

4. Построение зависимости

Рассчитаем значение С_yaпо формуле

С_ya= C^а_yа(б - б₀) ,

где б = б_нс,

С_ya= - коэффициент, показывающий на сколько изменится С_ya при изменении б на единицу.

Рассчитаем значения для взлетной и полетной конфигурации самолета и заполним таблицу.

Конфигурация взлетная

б, гр	б 0=-5,5	б 1=-3,5	б 2=-1,5	б 3=-0,5	б 4=2,5	б 5=4,5	б6=6,5	б 7=8,5
Сya	0	0,196	0,392	0,558	0,784	0,98	1,176	1,372
б, гр	б нс=9	б 9=11	б 10=13	б 11=15	б 16=17	б кр=18
Сya	1,421	1,59	1,66	1,71	1,83	1,85

Конфигурация полетная

б, гр	б 0=1,5	б 1=3,5	б 2=-5,5	б 3=7,5	б 4=9,5	б 5=11,5
Сya	0	0,18	0,36	0,54	0,72	0,9
б, гр	б6=13,5	б 7=15,5	б нс=16	б 9=18	б 10=20	б 11=22
Сya	1,08	1,26	1,305	1,42	1,46	1,47

Вывод: увеличение угла атаки отб до б_нсбудет приводить к увеличению C_ya.

При б = б_кр С_уа достигнет своего максимального значения, однако дальнейшее увеличение б будет приводить к уменьшению C_ya из-за срыва потока на крыле.

Выпуск механизации позволяет получить большее значение С_уа при тех же углах атаки.

5. Построение зависимости C_xa=

Коэффициент лобового сопротивления С_xa определяется по формуле

С_хa= С_х0+ С_хi+ ДС_хp+ ДС_хш,

где С_x0 - коэффициент сопротивления при C_ya=0;C_xi=AС²_ya- коэффициент индуктивного сопротивления;

ДС_хp- коэффициент сопротивления давления, возникающего на больших углах атаки вследствие срыва потока;

ДС_хш- коэффициент сопротивления, создаваемый выпущенным. Рассчитаем значения для взлетной и полетной конфигурации самолета и заполним таблицу.

Конфигурация взлетная

б, гр	б 0=-5,5	б 1=-3,5	б 2=-1,5	б 3=-0,5	б 4=2,5	б 5=4,5	б6=6,5
Сya	0	0,196	0,392	0,558	0,784	0,98	1,176
Cxi	0	1,65* 10-3	6,6* 10-3	0,014	0,026	0,041	0,059
С	0	0,105	0,211	0,317	0,423	0,529	0,63
?Cxp	0	0	0	0	0	0	0
Cxa	0,108	0,109	0,114	0,122	0,134	0,149	0,167
б, гр	б 7=8,5	б нс=9	б 9=11	б 10=13	б 11=15	б 16=17	б кр=18
Сya	1,372	1,421	1,59	1,66	1,71	1,83	1,85
Cxi	0,08	0,086	0,108	0,118	0,125	0,144	0,147
С	0,74	0,76	0,85	0,89	0,92	0,98	1
?Cxp	0,0025	0,004	0,008	0,013	0,016	0,033	0,035
Cxa	0,19	0,198	0,224	0,241	0,249



Конфигурация полетная

б, гр	б 0=1,5	б 1=3,5	б 2=-5,5	б 3=7,5	б 4=9,5	б 5=11,5
Сya	0	0,18	0,36	0,54	0,72	0,9
Cxi	0	1,3* 10-3	5,5* 10-3	0,012	0,022	0,034
С	0	0,12	0,24	0,36	0,48	0,61
?Cxp	0	0	0	0	0	0
Cxa	0,021	0,022	0,026	0,033	0,043	0,055
б, гр	б6=13,5	б 7=15,5	б нс=16	б 9=18	б 10=20	б 11=22
Сya	1,08	1,26	1,305	1,42	1,46	1,47
Cxi	0,05	0,068	0,07	0,08	0,091	0,092
С	0,73	0,85	0,88	0,96	0,99	1
?Cxp	0,0025	0,007	0,013	0,025	0,033	0,035
Cxa	0,073	0,096	0,104	0,126	0,145	0,148

Вывод: при увеличении угла атаки возрастает коэффициент лобового сопротивления C_xa.Выпуск шасси и механизации значительно увеличивает C_xa.

6. Построение поляр, определение аэродинамического качества

Аэродинамическое качество определяется по формуле

=.

Для построения поляр и зависимости K(б) воспользуемся составленными таблицами.

Поляра не является зависимостью C_ya от С_xa, а представляет собой совпадение зависимостей C_ya(x) иC_xa(x).

Касательная, проведенная к поляре из начала координат под наибольшим углом ц_max, позволяет определить максимальное качество K_maxи наивыгоднейший угол атаки б_нв.

Рассчитаем значения для взлетной и полетной конфигурации самолета и заполним таблицу.

Конфигурация взлетная

б, гр	б 0=-5,5	б 1=-3,5	б 2=-1,5	б 3=-0,5	б 4=2,5	б 5=4,5	б6=6,5
Сya	0	0,096	0,392	0,0558	0,784	0,98	1,176
Cxa	0,108	0,109	0,114	0,122	0,134	0,149	0,167
K	0	1,79	3,43	4,81	5,85	6,57	7,04
б, гр	б 7=8,5	б нс=9	б 9=11	б 10=13	б 11=15	б 16=17	б кр=18
Сya	1,372	1,1421	1,59	1,66	1,71	1,83	1,85
Cxa	0,19	0,198	0,224	0,241	0,249	0,285	0,29
K	7,232	7,17	7,09	6,89	6,62	6,42	6,37

Конфигурация полетная

б, гр	б 0=1,5	б 1=3,5	б 2=-5,5	б 3=7,5	б 4=9,5	б 5=11,5	б6=13,5	б 7=15,5	б нс=16	б 9=18	б 10=20	б 11=22
Сya	0	0,18	0,36	0,54	0,72	0,9	1,08	1,26	1,305	1,42	1,46	1,47
Cxa	0,021	0,022	0,026	0,033	0,043	0,055	0,073	0,096	0,104	0,126	0,145	0,148
K	0	8,18	13,8	16,3	16,7	16,3	14,7	13,1	12,5	11,2	10,06	9,9

Вывод: c помощью поляры можно определить наивыгоднейший угол атаки , при котором будет максимальное Kсамолета. Выпуск механизации, несмотря на увеличение C_ya понижает качество, так как увеличивается и C_xa.

Контрольные вопросы

1. При выпуске механизации увеличивается кривизна профиля крыла (хорда крыла отклоняется вверх) в результате фактический угол атаки увеличивается.

Это приводит к уменьшению угла атаки нулевой подъемной силы (б₀ уменьшается).

В результате перераспределения давления растёт С_{уа max}.

При выпуске механизации воздушный поток, проходя через образовавшуюся профильную щель из зоны более высокого давления, ускоряется, увлекает пограничный слой.

Это вызывает снижение положительного градиента давления в пограничном слое , оттягивает точку начала отрыва пограничного слоя назад (б_нс уменьшается), а (за счет увеличения площади крыла предкрылками, а следовательно оттягивания точки отрыва пограничного слоя) увеличивается критический угол атаки (б_кр).

2. При увеличении угла атаки разрежение над крылом разрежение над крылом увеличивается, а под крылом падает, переходит через ноль и становится избыточным.

Так создается подъемная сила. Это происходит до критического угла атаки.

После него ситуация меняется на обратную.

( )

3. Рост подъемной силы замедляется на участке от б_нс до б_кр, потому что зона отрыва пограничного слоя достаточно медленно распространяется по верхней поверхности крыла.

После бкр происходит срыв потока коэффициент подъемной силы падает.

4. Рост коэффициента лобового сопротивления обусловлен ростом коэффициента индуктивного сопротивления, следующим образом: поскольку

С_xa = С_x0+ С_xi+?С_xp+?Сx _ш ,а ,

аэродинамический подъемный взлетный самолёт

где A=,то чем больше С_xi, тем больше С_xa.

Аэродинамическое качество зависит от изменений числителя и знаменателя показывает разное отношение т.е. показывает во сколько раз при данном угле атаки подъемная сила превышает лобовое сопротивление.

С ростом угла атаки качество достигает своего наибольшего значения, а потом уменьшается.

5. При выпуске механизации увеличивается подъемная сила, но и лобовое сопротивление в том числе.

При том, что выпущенные шасси создают дополнительное лобовое сопротивление, то делаем вывод, что аэродинамическое качество упадет.

Размещено на Allbest.ru