Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНОБРНАУКИ РОССИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ

АВТОНОМНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САМАРСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ АКАДЕМИКА С.П. КОРОЛЁВА

Пояснительная записка

На тему: «Аэродинамические характеристики самолёта Ту-204»

Выполнил:

Свиткин В.А.

Самара 2018



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 (результат 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 Word к курсовой работе с учётом ГОСТа по учебным текстовым документам.



РЕФЕРАТ

Курсовой проект.

Пояснительная записка: 58 страниц, 13 рисунков, 23 таблицы, 6 источников.

САМОЛЁТ, ФЮЗЕЛЯЖ, ВЗЛЁТНАЯ МАССА, РАЗМАХ КРЫЛА, УДЛИНЕНИЕ КРЫЛА, СУЖЕНИЕ КРЫЛА, СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА, ОПЕРЕНИЕ, МИДЕЛЬ, ПОДЪЁМНАЯ СИЛА, УГОЛ АТАКИ, ЧИСЛО МАХА

В работе расчётным путем получены аэродинамические характеристики самолёта в заданном диапазоне изменения высот и чисел Маха полета.

Были произведены: расчёт докритической, взлётной и посадочной поляр для указанной в задании высоты полета и числа Маха, расчёт зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки на режимах взлёта и посадки самолёта с учетом влияния земли.



СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

1. ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА

1.1 Геометрические характеристики крыла

1.2 Геометрические характеристики фюзеляжа

1.3 Геометрические характеристики вертикального оперения

1.4 Геометрические характеристики законцовок крыла

1.5 Геометрические характеристики гондол двигателей

1.6 Геометрические характеристики шасси

2. ПОДБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ

3. РАСЧЁТ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА И ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАССЧЕТНОЙ СКОРОСТИ

3.1 Расчёт критического числа Маха крыла

3.2 Расчёт критического числа Маха фюзеляжа

3.3 Расчёт критического числа Маха гондолы двигателя

3.4 Расчёт критического числа Маха горизонтального оперения

3.5 Расчёт критического числа Маха вертикального оперения

4. РАСЧЁТ ПОЛЕТНОЙ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ

4.1 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

4.2 Расчёт пассивного сопротивления фюзеляжа

4.3 Расчёт пассивного сопротивления горизонтального оперения

4.4 Расчёт пассивного сопротивления вертикального оперения

4.5 Расчёт пассивного сопротивления гондол двигателей

4.6 Расчёт пассивного сопротивления пилонов двигателей

4.7 Сводка лобовых сопротивлений

4.8 Сводка лобовых сопротивлений

4.9 Построение докритической поляры

5. РАСЧЁТ ЗАКРИТИЧЕСКИХ ПОЛЯР

5.1 Определение расчётных скоростей

5.2 Определение пассивного волнового сопротивления

6. РАСЧЁТ ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

6.1 Построение характеристик подъёмной силы немеханизированного крыла

6.2 Построение характеристик подъёмной силы механизированного крыла

6.3 Влияние близости земли на характеристики подъёмной силы механизированного крыла

6.4 Расчет поляр на взлетном режиме

6.5 Расчет поляр на режиме посадки

6.6 Построение зависимости подъёмной силы крыла от угла атаки

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ПРИЛОЖЕНИЕ



ВВЕДЕНИЕ

Ту - 204 - советский и российский узкофюзеляжный среднемагистральный пассажирский самолет, разработанный в конце 1980-х -- начале 1990-х годов в ОКБ Туполева для замены на авиалиниях пассажирского самолёта Ту-154. Производится с 1990 года на заводе «Авиастар-СП» в Ульяновске, а также с 1996 года на КАПО имени С. П. Горбунова в Казани (модификация Ту-214). Рассчитан на 164--215 пассажиров и дальность полёта 4200--6890 км. Использует российские двигатели ПС-90А [1].

На основе базового варианта Ту-204 создано около 20 модификаций, отличающихся назначением, лётно-техническими характеристиками, типом двигателей и составом бортового оборудования. В семейство самолётов Ту-204/214 входят пассажирские, грузовые, специальные и VIP-модификации.

На различные варианты Ту-204 получено более 50 российских и международных сертификатов и дополнений к ним. Самолёты семейства Ту-204/214 отвечают всем современным требованиям по безопасности, шуму на местности и выбросу вредных веществ. Находящиеся в эксплуатации модификации Ту-204 соответствуют требованиям ИКАО и Евроконтроля по вертикальному эшелонированию и точности навигации, без ограничений допущены к полётам в страны Европейского союза, а также выполняют регулярные рейсы по всему миру, включая страны Северной и Южной Америки.

Аналоги, производимые вне России - Boeing-757 и Airbus A321.



1. ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА

Основные летно-технические характеристики самолёта Ту-204 приведены в таблице 1.

Таблица 1 - Летно-технические характеристики самолёта Ту-204

Название величины	Обозначение	Величина	Размерность
Размах крыла	б	41,82	м
Длина самолёта	б	46,14	м
Высота самолёта	б	13,9	м
Площадь крыла	б	182,4	м2
Масса пустого	б	59000	кг
Максимальная взлётная масса	б	110750	кг
Масса полезной нагрузки	б	25200	кг
Масса топлива	б	32000	кг
Количество двигателей тяга	б	б	кгс
Тяга на взлётном режиме	б	б	кгс
Степень двухконтурности	б	4,4
Расход топлива	б	3,2	т/ч
Максимальная скорость	б	850	км/ч
Крейсерская скорость	б	830	км/ч
Дальность полёта с максимальным запасом топлива	б	6890	км
Дальность полёта с максимальной полезной нагрузкой	б	3460	км
Практический потолок	б	12100	м
Эксплуатационная высота полёта	б	11000	м
Длина пробега	б	2500	м
Экипаж	б	3	человек



1.1 Геометрические характеристики крыла

Геометрические характеристики крыла представлены в таблице 2.

Таблица 2 - Геометрические характеристики крыла

Наименование величины	Обозначение	Величина	Размерность
Размах крыла	,	41,82	м
Площадь крыла	,	184,2	м2
Удлинение крыла	л	9,495	-
Концевая хорда	,	1,932	м
Корневая хорда	,	9,59	м
Сужение крыла	з	4,059	-
Средняя геометрическая хорда	,	4,404	м
Угол стреловидности по передней кромке	,	30	град
Угол стреловидности по линии ј хорд	,	28	град
Площадь подфюзеляжной части	,	29,329	м2
Средняя геометрическая хорда 1 участка крыла	,	9,95	м
Средняя геометрическая хорда 2 участка крыла	,	7,75	м
Средняя геометрическая хорда 3 участка крыла	,	4,28	м
Площадь 1 участка крыла	,	41,8	м2
Площадь 2 участка крыла	,	90,6	м2
Площадь 3 участка крыла	,	121,8	м2

Величины, приведенные в таблице 2 рассчитываются по формулам 1-3:

, , ,



1.2 Геометрические характеристики фюзеляжа

Геометрические характеристики фюзеляжа приведены в таблице 3.

Таблица 3 - Геометрические характеристики фюзеляжа

Наименование величины	Обозначение	Величина	Размерность
Диаметр фюзеляжа		3,74	м
Площадь миделя фюзеляжа		10,986	м2
Длина фюзеляжа		46,14	м
Длина головной части		3,783	м
Длина кормовой части		11,853	м
Удлинение фюзеляжа		12,337	-
Удлинение головной части	2,023	-
Удлинение кормовой части		6,338	-
Площадь омываемой поверхности фюзеляжа		435,736	м2

Величины, приведенные в таблице 3 рассчитываются по формулам 4-8:

,

,

,

,

,

Геометрические характеристики горизонтального оперения

Геометрические характеристики горизонтального оперения приведены в таблице 4.

Таблица 4 - Геометрические характеристики горизонтального оперения

Наименование величины	Обозначение	Величина	Размерность
Размах г.о.		15,7	м
Площадь г.о.		47,4	м2
Удлинение г.о.		5,2	-
Корневая хорда г.о.		4,395	м
Концевая хорда г.о.		1,647	м
Сужение г.о.	з	2,668	-
Средняя геометрическая хорда		3,019	м
Угол стреловидности по передней кромке		56	град
Угол стреловидности по линии ј хорд		60	град

Величины, приведенные в таблице 4 рассчитываются по формулам 9-11:

,

,

,

1.3 Геометрические характеристики вертикального оперения

Геометрические характеристики вертикального оперения представлены в таблице 5.



Таблица 5 - Геометрические характеристики вертикального оперения

Наименование величины	Обозначение	Величина	Размерность
Размах в. о		7,479	м
Площадь в. о		34,295	м2
Удлинение в. о		1,631	-
Корневая хорда в. о		6,885	м
Концевая хорда в. о		2,286	м
Сужение в. о	з	3,012	-
Средняя геометрическая хорда		4,585	м
Угол стреловидности по передней кромке		50	град
Угол стреловидности по линии ј хорд		56	град

Величины, приведенные в таблице 5 рассчитываются по формулам 12-14:

,

,

,

1.4 Геометрические характеристики законцовок крыла

Геометрические характеристики гондол двигателей приведены в таблице 6.

Таблица 6 - Геометрические характеристики законцовок крыла

Наименование величины	Обозначение	Величина	Размерность
Размах законцовки		1,050	м
Характерная площадь законцовки		3,549	м2
Удлинение законцовки		0,310	-
Корневая хорда законцовки		1,932	м
Концевая хорда законцовки		0,480	м
Сужение законцовки	з	4,025	-
Средняя геометрическая хорда		3,38	м
Относительная толщина		0,3	-

Величины, приведенные в таблице 6 рассчитываются по формулам 15-18:

,

,

,

,

1.5 Геометрические характеристики гондол двигателей

Геометрические характеристики гондол двигателей приведены в таблице 7.

Таблица 7 - Геометрические характеристики гондол двигателей

Наименование величины	Обозначение	Величина	Размерность
Диаметр гондолы двигателя		2,469	м
Площадь миделя гондолы двигателя		4,785	м2
Длина гондолы двигателя		5,628	м
Длина головной части		0,945	м
Удлинение гондолы двигателя		2,279	-
Удлинение головной части		0,765	-
Площадь омываемой поверхности фюзеляжа		35,086	м2

Величины, приведенные в таблице 7 рассчитываются по формулам 19-22:



,

,

,

,

1.6 Геометрические характеристики шасси

Геометрические характеристики шасси приведены в таблице 8.

Таблица 8 - Геометрические характеристики шасси

Наименование величины	Обозначение	Величина	Размерность
Колея шасси		7,82	м
База шасси		17	м

1.7 Геометрические характеристики пилонов двигателей

Геометрические характеристики пилонов двигателей приведены в таблице 9.

Таблица 9 - Геометрические характеристики пилонов двигателей

Наименование величины	Обозначение	Величина	Размерность
Площадь пилона двигателя	Sп.д.	4,556	м2
Длина пилона двигателя		0,819	м
Средняя хорда пилонов двигателей		5,3	м
Относительная толщина пилона		0,15	-

Величины, приведенные в таблице 9 рассчитываются по формуле 23:



,



2. ПОДБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ

Для того, чтобы подобрать аэродинамический профиль крыла и оперения, необходимо вычислить число Маха для крейсерского режима и определить относительные толщины профиля крыла и оперения из рекомендуемого диапазона.

,

где - скорость крейсерского полета, м/с;

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

Значение выбирается из стандартной атмосферы в зависимости от высоты.

Для высотым:

- скорость звука, м/с;

- плотность воздуха, кг/м3;

- кинематическая вязкость воздуха, м2/с.

,

С учетом того, что 0,7 << 0,9 (= 0,8), принимаем для крыла профиль С-790212, так как данный профиль обладает более высоким значением . Для горизонтального и вертикального оперения выбран симметричный профиль NACA-0009.

Следовательно, принимаем относительную толщину профиля крыла , а толщину профиля горизонтального и вертикального оперения .

3. РАСЧЁТ КРИТИЧЕСКОГО ЧИСЛА МАХА И ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАССЧЕТНОЙ СКОРОСТИ

За расчётное критическое число Маха самолёта принимается минимальное значение критических чисел маха отдельных агрегатов самолёта:

,

3.1 Расчёт критического числа Маха крыла

Критическое число Маха крыла определяется по формуле 25:

,

где - коэффициент подъёмной силы крыла;

- поправка на удлинение, берется из [3, рис. 8];

- поправка на стреловидность, берется из [3, рис. 9] .

Коэффициент подъёмной силы крыла определяется из условия установившегося горизонтального полета через отношение 26:

где - средняя полетная масса, которая определяется как разница между взлётной массой самолёта и половины запаса топлива, ;

- максимальная взлётная масса, кг;

- масса топлива, кг;

- ускорение свободного падения, м/с2;

с - плотность воздуха на высоте 11000 м, кг/м3;

Vкр - крейсерская скорость самолёта, м/с;

S - площадь крыла, м2.

,

Критическое число Маха находится итерационным методом: для первой итерации зададимся крейсерской скоростью которая в первом приближении будет численно равна:

,

Тогда:

,

Поправочные коэффициенты ,. Подставим полученные данные в формулу(12):

,

Итерационный процесс не был проведен, так как не получается добиться сходимости итераций даже при задании массы топлива больше заданной и более того, итерации не сходятся при задании массы топлива равной максимальной взлётной массе. В связи с этим, расчёт остается в данном виде.

3.2 Расчёт критического числа Маха фюзеляжа

Критическое число Маха фюзеляжа при параболической форме носовой части определяется по формуле 27:

,

,

Принимаем

3.3 Расчёт критического числа Маха гондолы двигателя

Критическое число Маха гондолы двигателя при эллиптической форме носовой части определяется по формуле 28:

,

.

Принимаем

3.4 Расчёт критического числа Маха горизонтального оперения

Критическое число Маха горизонтального оперения определяется по формуле 29:

,

Поправочный коэффициент на удлинение , так как крыло большого удлинения

Поправочный коэффициент на стреловидность .

Выполним расчёт критического числа Маха горизонтального оперения:

,

Принимаем

3.5 Расчёт критического числа Маха вертикального оперения

Критическое число Маха вертикального оперения определяется по формуле 30:

,

Поправочный коэффициент , так как

Поправочный коэффициент на стреловидность .

Выполним расчёт критического числа Маха вертикального оперения:

,

Принимаем

Из получившихся значений критических чисел Маха очевидно, что число Маха для мотогондолы приняло наименьшее значение. Однако определяющим является крыло, поэтому критическое число Маха самолёта будет равно:

,

Критическая скорость полёта самолёта равна:

м/с.,

Чтобы определить расчётную скорость полёта самолёта, необходимо сравнить значения критической скорости полёта самолёта со значением крейсерской скорости и выбрать наименьшее значение из них, т.е. используем формулу 31:

,

Примем за м/с.



4. РАСЧЁТ ПОЛЕТНОЙ ДОКРИТИЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ

Докритическая поляра самолёта строится для расчётной высоты полёта и расчётной скорости. Для скоростных самолётов с ТРД за расчётную скорость принимают скорость полёта, соответствующую уменьшенному не более чем на 0,05 критическому числу Маха самолёта.

Для расчёта докритической поляры принимаю:

,

м;

м/с;

кг/м3;

м2/с;

м/с.

Уравнение докритической поляры самолёта имеет вид (см. формулу 32):

,

где коэффициент лобового сопротивления самолёта;

минимальный коэффициент лобового сопротивления;

коэффициент индуктивного сопротивления;

коэффициент подъёмной силы;

коэффициент подъёмной силы, соответствующий (для транспортных и пассажирских самолётов );

эффективное удлинение крыла, учитывающие прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки.

Примем за коэффициент подъёмной силы, соответствующий значение равное

Определим минимальный коэффициент лобового сопротивления самолёта .

4.1 Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Расчёт коэффициента крыла выполнен по формулам 25-32 [4].

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла зависит от значения числа Рейнольдса (см. формулу 33):

,

где - расчётная скорость, м/с,

- средняя хорда крыла, м,

- кинематическая вязкость воздуха на расчётной высоте полета, м2/с.

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 по формулам 34-37:

,

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

- средняя относительная хорда предкрылка.

,

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

,

,

,

,

;

.

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки

Коэффициент профильного сопротивления крыла определим по формуле 38:

,



.,

Определим коэффициент сопротивление крыла с учетом взаимного влияния крыла и фюзеляжа и наличия щелей по формуле 39:

,

,

где ; так как Ту-204-200 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана.

S=194,2 площадь крыла, м2;

Sбезподф=159,5 площадь крыла без подфюзеляжной части, м2

,

4.2 Расчёт пассивного сопротивления фюзеляжа

Найдем значение числа Рейнольдса для фюзеляжа:

, где

- расчётная скорость, м/с, - длина фюзеляжа, м, - кинематическая вязкость воздуха на расчётной высоте полета, м2/с. Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при



.

Сопротивление фюзеляжа без надстроек можно определить по формуле 40:

,

где - коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа;

- коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости;

- увеличение , обусловленное отклонением носовой части фюзеляжа от формы тела вращения.

Коэффициент сопротивления фюзеляжа, с учетом сопротивления надстроек приближенно можно принять:

.

4.3 Расчёт пассивного сопротивления горизонтального оперения

Расчёт горизонтального оперения определим по формулам 41-44.

Величина горизонтального оперения также зависит от числа Рейнольдса:

,



где - расчётная скорость, м/с,

- средняя хорда ГО, м,

- кинематическая вязкость воздуха на расчётной высоте полета, м2/с.

,

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

,

тогда .

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: . Коэффициент профильного сопротивления горизонтального оперения определим по формуле 44:

,

,

Определим коэффициент сопротивления горизонтального оперения с учетом интерференции, обусловленной наличием щелей, по формуле 42.



,

4.4 Расчёт пассивного сопротивления вертикального оперения

Величина вертикального оперения также зависит от числа Рейнольдса:

, где

- расчётная скорость, м/с,

- средняя хорда ВО, м,

- кинематическая вязкость воздуха на расчётной высоте полета, м2/с.

,

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

,

Тогда



.

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .

Коэффициент профильного сопротивления вертикального оперения определим по формуле:

,

.

Определим коэффициент сопротивления вертикального оперения с учетом интерференции и наличия щелей:

,

4.5 Расчёт пассивного сопротивления гондол двигателей

Найдем значение числа Рейнольдса для гондол двигателей:

, где

- расчётная скорость, м/с,

- длина фюзеляжа, м,

- кинематическая вязкость воздуха на расчётной высоте полета, м2/с.

Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при



.

Сопротивление гондол двигателей можно определить по формуле 48:

,

,

где - коэффициент, учитывающий влияние удлинения гондолы;

- коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости.

- увеличение , обусловленное отклонением носовой части фюзеляжа от формы тела вращения.

Коэффициент сопротивления фюзеляжа, с учетом сопротивления надстроек приближенно можно принять:

.

4.6 Расчёт пассивного сопротивления пилонов двигателей

Величина пилонов двигателей также зависит от числа Рейнольдса:

,

Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле 49:



,

для этого найдем значение величины n:

,

,

Тогда

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .

Коэффициент профильного сопротивления пилонов двигателей определим по формуле 50:

,

.

4.7 Сводка лобовых сопротивлений

Для определения общего сопротивления самолёта составим сводку лобовых сопротивлений отдельных частей самолёта в виде таблицы 10.



Таблица 10 - Сводка лобовых сопротивлений

Наименование части самолёта	Количество n, шт	Площадь в плане или миделя Si, м2	Коэффициент лобового сопротивления,	n	%
Крыло	1	194,200	0,007	1,325	36,501
Фюзеляж	1	10,980	0,107	1,175	32,369
ГО	1	44,430	0,008	0,341	9,394
ВО	1	34,640	0,008	0,275	7,576
Гондолы двигателей	2	4,020	0,056	0,450	12,397
Пилоны двигателей	2	4,556	0,007	0,064	1,763
				3,63	10,76

Общее сопротивление самолёта будет равным

.

4.8 Построение докритической поляры

Докритическая поляра строится по уравнению 51:

,

где - коэффициент минимального сопротивления самолёта;

- коэффициент подъёмной силы, соответствующий для пассажирских самолётов;

- эффективное удлинение крыла.

Рассчитанные значения коэффициентов Сya и Сxa для построения полетной докритической поляры приведены в таблице 11. График полетной докритической поляры показан на рисунке 1.

Таблица 11 - Координаты построения полетной докритической поляры

0	0,0203	0,55	0,0275
0,05	0,0198	0,6	0,0294
0,1	0,0196	0,65	0,0316
0,15	0,0196	0,7	0,0340
0,2	0,0198	0,75	0,0366
0,25	0,0203	0,8	0,0394
0,3	0,0209	0,85	0,0425
0,35	0,0218	0,9	0,0457
0,4	0,0229	0,95	0,0492
0,45	0,0242	1	0,0529
0,5	0,0257

Рисунок 1 - Полетная докритическая поляра



5. РАСЧЁТ ЗАКРИТИЧЕСКИХ ПОЛЯР

5.1 Определение расчётных скоростей

Определим число Маха на максимальной высоте с максимальной скоростью полёта по формуле 52.

Учитывая, что по условию закритические поляры рассчитываются в диапазоне

максимальная скорость Vmax=850 (км/ч) = 236,11 (м/с), т.е.

с шагом ?М =0,05, получим расчётные скорости:

М = 0,6; 0,65; 0,7; 0,75; 0.8; 0,85; 0.9

5.2 Определение пассивного волнового сопротивления

Пассивное волновое сопротивление крыла определяется по формуле:

,

где: - относительная площадь скользящей части крыла,

(М,, (МЭ, - коэффициенты прямого и скользящего крыла;

МЭ=М cos?, - эффективные число Маха;

- относительная толщина профиля.

Расчёт приводится в таблице 12:

Таблица 12 - Расчёт

М	Мэ
0,6	0,534	0	0	0
0,65	0,579	0	0	0
0,7	0,623	0	0	0
0,75	0,668	0	0	0
0,8	0,712	0,006	0	0,00084
0,85	0,757	0,022	0	0,00308
0,9	0,801	0,042	0,0063	0,00971

Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле 53:

Максимальный коэффициент волнового сопротивления вычисляется по формуле:

Критическое число Маха для фюзеляжа находится по формуле:



;

Величина f () - функция переменной ж, которая определяется по формуле 54:

ж;

Рассчитаем для определенных чисел Маха. Результаты расчётов приводятся в таблице 4.

Таблица 13 - Результаты

М			СхаВОф
0,6	-1,3076923	0	0
0,65	-1,1153846	0	0
0,7	-0,9230769	0	0
0,75	-0,7307692	0	0
0,8	-0,5384615	0	0
0,85	-0,3461538	0	0
0,9	-0,1538462	0	0
0,95	0,03846154	0,06	0,008946

Так как пассивное волновое сопротивление фюзеляжа равно нулю для числа Маха меньшего 0,95, то в рассматриваемом примере .

Коэффициент пассивного волнового сопротивления для фиктивного тела вращения, представленного на рисунке 7, определяется по формуле:



Рисунок 2 - Эскиз гондолы двигателя и фиктивного тела вращения

На рисунке =5,628м-длина гондолы, - длина фиктивного тела вращения. Диаметр фиктивного тела вращения .

Тогда площадь миделя фиктивного тела вращения:

.

Относительное удлинение фиктивного тела вращения:

.

Относительное удлинение носовой части фиктивного тела вращения:

где - длина носовой части фиктивного тела вращения.

Относительное удлинение хвостовой части фиктивного тела вращения:



,

где

- длина хвостовой части фиктивного тела вращения.

Площадь омываемой поверхности фиктивного тела вращения находится по статистической формуле 55:

.

Коэффициент пассивного волнового сопротивления рассчитывается по формуле:

Где

- критическое число Маха. Определим его:

ж,

Рассчитаем для определенных чисел Маха. Результаты расчётов приводятся в таблице 14.



Таблица 14 - Расчёт для определенных чисел Маха

М		f ()
0,6	-0,5789474	0	0
0,65	-0,4473684	0	0
0,7	-0,3157895	0	0
0,75	-0,1842105	0	0
0,8	-0,0526316	0	0
0,85	0,07894737	0,18	0,023148
0,9	0,21052632	0,41	0,052726

Вычислим полное пассивное волновое сопротивление самолёта по формуле 56: фюзеляж двигатель оперение крыло

Расчёты волнового сопротивления при нулевой подъёмной силе приведены в таблице 15.

Таблица 15 - Расчёты волнового сопротивления при нулевой подъёмной силе

М	0,6	0,65	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0	0	0	0	0,006	0,022	0,042
	0	0	0	0	0	0	0,0063
	0	0	0	0	0,00084	0,00308	0,00971
	0	0	0	0	0	0	0
f ()	0	0	0	0	0	0	0
	0	0	0	0	0	0	0
	0	0	0	0	0	0,07894737	0,21052632
	0	0	0	0	0	0,18	0,41
	0	0	0	0	0	0,023148	0,052726
	0	0	0	0	0,0012	0,0056	0,0168
Сха0	0,0216	0,0216	0,0216	0,0216	0,0228	0,0272	0,0384

5.3 Расчёт отвала поляр и определение лобовых сопротивлений самолёта

Индуктивно-волновое сопротивление вычисляется по формуле 57:

, (57)

где увеличение отвала поляры рассчитывают следующим образом:

.

Величины отвала поляр вычисляют по формуле 58:

.

Расчёты отвала поляр оформлены в таблице 16:

Таблица 16 - Расчёт отвала поляр

0.6	0.534	0.1	0.112233	0	0	0	0.041403
		0.2	0.224465	0	0	0	0.041403
		0.3	0.336698	0	0	0	0.041403
		0.4	0.44893	0	0	0	0.041403
		0.5	0.561163	0	0	0	0.041403
		0.6	0.673396	0.003125	0	0.000552	0.041954
		0.7	0.785628	0.02	0	0.00353	0.044933
		0.8	0.897861	0.03	0.0125	0.014873	0.056276
		0.9	1.010094	0.04	0.025	0.026217	0.067619
0.65	0.579	0.1	0.112233	0	0	0	0.041403
		0.2	0.224465	0	0	0	0.041403
		0.3	0.336698	0	0	0	0.041403
		0.4	0.44893	0	0	0	0.041403
		0.5	0.561163	0.00625	0	0.001103	0.042506
		0.6	0.673396	0.022	0	0.003883	0.045286
		0.7	0.785628	0.031	0.0124	0.014973	0.056376
		0.8	0.897861	0.042	0.025	0.02657	0.067972
		0.9	1.010094	0.052	0.04	0.039828	0.081231
0.7	0.623	0.1	0.112233	0	0	0	0.041403
		0.2	0.224465	0	0	0	0.041403
		0.3	0.336698	0	0	0	0.041403
		0.4	0.44893	0.0128	0	0.002259	0.043662
		0.5	0.561163	0.025	0.005	0.008244	0.049647
		0.6	0.673396	0.032	0.02	0.020973	0.062376
		0.7	0.785628	0.043	0.03	0.030577	0.07198
Продолжение таблицы 16
		0.8	0.897861	0.052	0.042	0.041361	0.082764
		0.9	1.010094	0.0625	0.053	0.051643	0.093046
0.75	0.668	0.1	0.112233	0	0	0	0.041403
		0.2	0.224465	0.01	0	0.001765	0.043168
		0.3	0.336698	0.021	0	0.003707	0.045109
		0.4	0.44893	0.032	0.01	0.013311	0.054714
		0.5	0.561163	0.04	0.02	0.022385	0.063788
		0.6	0.673396	0.05	0.03	0.031813	0.073216
		0.7	0.785628	0.0565	0.04	0.040623	0.082026
		0.8	0.897861	0.066	0.05	0.049962	0.091365
		0.9	1.010094	0.078	0.06	0.059743	0.101146
0.8	0.712	0.1	0.112233	0.025	0	0.004413	0.045815
		0.2	0.224465	0.032	0	0.005648	0.047051
		0.3	0.336698	0.04	0.009	0.013956	0.055359
		0.4	0.44893	0.049	0.018	0.022441	0.063844
		0.5	0.561163	0.058	0.028	0.031692	0.073095
		0.6	0.673396	0.067	0.04	0.042476	0.083879
		0.7	0.785628	0.076	0.05	0.051727	0.09313
		0.8	0.897861	0.084	0.062	0.062334	0.103737
		0.9	1.010094	0.092	0.075	0.073708	0.11511
0.85	0.757	0.1	0.112233	0.039	0.007	0.012247	0.05365
		0.2	0.224465	0.048	0.013	0.018433	0.059836
		0.3	0.336698	0.059	0.024	0.028804	0.070207
		0.4	0.44893	0.067	0.032	0.036346	0.077749
		0.5	0.561163	0.075	0.042	0.04542	0.086823
		0.6	0.673396	0.081	0.056	0.057207	0.09861
		0.7	0.785628	0.089	0.067	0.067048	0.108451
		0.8	0.897861	0.097	0.075	0.07459	0.115993
Продолжение таблицы 16
		0.9	1.010094	0.118	0.082	0.08366	0.125063
0.9	0.801	0.1	0.112233	0.051	0.024	0.027392	0.068795
		0.2	0.224465	0.06	0.032	0.03511	0.076513
		0.3	0.336698	0.071	0.04	0.043182	0.084585
		0.4	0.44893	0.078	0.049	0.051314	0.092717
		0.5	0.561163	0.085	0.058	0.059446	0.100848
		0.6	0.673396	0.098	0.066	0.06787	0.109273
		0.7	0.785628	0.107	0.074	0.075589	0.116992
		0.8	0.897861	0.116	0.082	0.083307	0.12471
		0.9	1.010094	0.122	0.096	0.095094	0.136497

Лобовое сопротивление самолёта при закритических скоростях вычисляется по формуле 59:

.

Лобовые сопротивления сведены в таблицу 17:

Таблица 17 - Лобовые сопротивления

Cya	M
	0.6	0.65	0.7	0.75	0.8	0.85	0.9
	Сха
0	0.0216	0.0216	0.0216	0.0216	0.02313	0.026362	0.035933
0.1	0.02201	0.02201	0.02201	0.02201	0.02359	0.026899	0.0366209
0.2	0.02326	0.02326	0.02326	0.02333	0.02501	0.028755	0.0389935
0.3	0.02533	0.02533	0.02533	0.02566	0.02811	0.032681	0.0435456
0.4	0.02822	0.02822	0.02859	0.03035	0.03334	0.038802	0.0507677
0.5	0.03195	0.03223	0.03401	0.03755	0.0414	0.048068	0.0611451
0.6	0.0367	0.0379	0.04406	0.04796	0.05333	0.061862	0.0752713
0.7	0.04362	0.04922	0.05687	0.06179	0.06876	0.079503	0.0932589
0.8	0.05762	0.0651	0.07457	0.08007	0.08952	0.100597	0.1157475
0.9	0.0216	0.0216	0.0216	0.02165	0.02313	0.026362	0.035933

Сетка закритических поляр представлена на рисунке 3:

Рисунок 3 - Сетка закритических поляр

Рисунок 4 - График зависимости коэффициента лобового сопротивления от числа Маха при нулевой подъёмной силе



Строим график зависимости коэффициента лобового сопротивления сха от числа Маха при нулевой подъёмной силе (рисунок 4).

Зависимость отвалы поляры В от числа Маха при Суа=0,3, приведена в таблице 18:

Рисунок 5 - Зависимость производной коэффициента подъемной силы по углу атаки от числа Маха

Таблица 18 - Зависимость отвалы поляры В от числа Маха при Суа=0.3

M	B	M	B
0	0.041403	0.75	0.045109
0.6	0.041403	0.8	0.055359
0.65	0.041403	0.85	0.070207
0.7	0.041403	0.9	0.084585

По Данным таблицы 18 строим график зависимости отвала поляры В от числа Маха при суа = 0,3 (рисунок 6).



Рисунок 6 - График зависимости отвала поляры В от числа Маха при суа = 0,3

Зависимость качества самолёта К от числа Маха при Суа=0.3, приведена в таблице 19:

Таблица 19 - Зависимость качества самолёта К от числа Маха при Суа=0.3

М	К	М	К
0	11.8454122	0.75	11.6914186
0.6	11.8454122	0.8	10.6718531
0.65	11.8454122	0.85	9.1797587
0.7	11.8454122	0.9	6.88932474

По данным таблицы 19 строим график зависимости качества самолёта К от числа Маха при суа = 0,3 (рисунок 7).



Рисунок 7 - График зависимости качества самолёта К от числа Маха при = 0,3



6. РАСЧЁТ ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

6.1 Построение характеристик подъёмной силы немеханизированного крыла

Кривую для немеханизированного крыла строят по уравнению:

.

Производная вычисляется по формуле:

где - производная, определенная из характеристик профиля (, поэтому примем ).

Учитывая, что для данного профиля , определим зависимость :

Линейная часть кривой до значения построена по двум точкам: ( и при ), верхняя часть кривой построена приближенно. График для немеханизированного крыла представлен на рисунке 7.



Рисунок 7 - График для немеханизированного крыла

6.2 Построение характеристик подъёмной силы механизированного крыла

Механизация крыла состоит из двухсекционного двухщелевого закрылка, отклоняющегося на при взлёте и на при посадке.

Определим параметры механизации:

, - площадь крыла, обслуживаемая внутренней секцией закрылка,

- площадь крыла, обслуживаемая внешней секцией закрылка,

- относительная площадь крыла, обслуживаемая внутренней секцией закрылка,

- относительная площадь крыла, обслуживаемая внешней секцией закрылка,

- относительная площадь крыла, обслуживаемая всем закрылком.

Примем, что при отклонении закрылка наклон кривой такой же, как и для немеханизированного крыла, то есть изменяется только и , Найдем изменение угла атаки нулевой подъёмной силы по формуле:

,

Режим взлёта:

где и - значения производных, соответственно, для внутренней и внешней секции закрылка.

;

Тогда .

Режим посадки:

.

Учитывая, что прирост принимают равным 2/3 прироста на линейном участке, получим:

для взлётного режима - 

,

;

для посадочного режима -

, ,

Рассмотрим предкрылок.

где

- относительный размах предкрылка,

- относительный размах элеронов.

.

Максимальный коэффициент подъёмной силы с выпущенной механизацией и предкрылком:

Для взлётного режима:

Для режима посадки:



Зависимости с учетом механизации крыла представлены на графике (рисунок 8).

Рисунок 8 - График для немеханизированного крыла и зависимости с учетом механизации крыла

6.3 Влияние близости земли на характеристики подъёмной силы механизированного крыла

Влияние близости земли сводится к увеличению на линейном участке и уменьшению .

Значение прироста коэффициента подъёмной силы на линейном участке для режима взлёта и посадки определяется при помощи:

; ;

, где



высота от задней кромки закрылка до земли, значения представлены на рисунках 9, 10,хорда крыла в данном сечении.

Рисунок 9 - Внутренний закрылок, находящийся во взлётном положении

Рисунок 10 - Внутренний закрылок, находящийся в посадочном положении и

Уменьшение максимального коэффициента подъёмной силы оценивают формулой:

, - для взлётного режима, - для посадочного режима.

Зависимости для механизированного крыла с учетом влияния Земли представлены на графике (рисунок 11).



Рисунок 11 - График для немеханизированного крыла, зависимости с учетом механизации крыла и для механизированного крыла с учетом влияния Земли

6.4 Расчет поляр на взлетном режиме

Для расчета координат точек поляры необходимо определить минимальный коэффициент лобового сопротивления по формуле 60:

,

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

- коэффициент лобового сопротивления шасси;

- прирост сопротивления при отклонении закрылка, определяемый по справочному графику.

Для значений и принимаем .

С учетом , , , по формуле 60 получаем:

,

Для механизированного крыла без учета влияния Земли величина определяется по формуле:

,

Здесь - прирост коэффициент подъемной силы на линейном участке, который определяется по графику, в данном случае для .

Подставляем значения и в формулу (61):

,

Полученное значение используется при расчете координат точек поляры.

Тогда с учетом значений , , формула 62 для расчета координат поляры примет следующий вид:

,

Результаты расчета точек поляры оформим в виде таблицы 20.



Таблица 20 - Координаты точек поляры на взлетном режиме для механизированного крыла

Cya	Cxa
0	0,115
0,100	0,113
0,200	0,113
0,300	0,114
0,400	0,115
0,500	0,118
0,600	0,122
0,700	0,127
0,800	0,133
0,900	0,140
1,000	0,148
1,100	0,157
1,200	0,167
1,300	0,178
1,400	0,191
1,500	0,204
1,600	0,218
1,700	0,234
1,800	0,250
1,900	0,268
1,949	0,277

Минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета с учетом влияния Земли будет такой же, что и без учета влияния Земли.

Величина .

Тогда с учетом значений , , формула для расчета координат поляры примет следующий вид:

,

Максимальный коэффициент, до которого строится поляра . После значения поляра достраивается от руки.

Результаты расчета оформим в виде таблицы 21.

Таблица 21 - Координаты точек взлетной поляры с учетом влияния земли

Cya	Cxa
0	0,114
0,100	0,113
0,200	0,113
0,300	0,113
0,400	0,114
0,500	0,114
0,600	0,116
0,700	0,117
0,800	0,119
0,900	0,121
1,000	0,123
1,100	0,125
1,200	0,128
1,300	0,131
1,400	0,135
1,500	0,138
1,600	0,143
1,700	0,147
1,800	0,151
1,871	0,155

6.5 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 на режиме посадки определим с учетом того, что прирост сопротивления при отклонении закрылка для режима посадки составляет при , минимальный коэффициент лобового сопротивления на крейсерском режиме , коэффициент лобового сопротивления шасси , относительная площадь, обслуживаемая закрылком получим:

,

Коэффициент в данном случае определяем по формуле 60 и с учетом по графику для значения , получим равным:

,

Тогда с учетом значений , , формула для расчета координат поляры примет следующий вид:

,

Максимальный коэффициент, до которого строится поляра, берем . После значения поляра достраивается от руки.

Результаты расчета точек данной поляры заносятся в таблицу 22.

Таблица 22 - Координаты точек поляры на режиме посадки для механизированного крыла

Cya	Cxa
0	0,184
0,100	0,182
0,200	0,182
0,300	0,183
0,400	0,184
0,500	0,187
0,600	0,191
0,700	0,196
0,800	0,202
0,900	0,209
1,000	0,217
1,100	0,226
1,200	0,236
1,300	0,247
1,400	0,260
1,500	0,273
1,600	0,287
1,700	0,303
1,800	0,319
1,900	0,337
1,979	0,351

Минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета с учетом влияния Земли будет такой же, что и без учета влияния Земли для режима посадки.

Тогда с учетом значений , , формула для расчета координат поляры примет следующий вид:

,

Максимальный коэффициент до которого строится поляра . После значения поляра достраивается в ручную.

Результаты расчета точек поляры оформим в виде таблицы 23.

Таблица 23 - Координаты точек поляры на режиме посадки для механизированного крыла с учетом влияния Земли

Cya	Cxa
0	0,183
0,100	0,182
0,200	0,182
0,300	0,182
0,400	0,183
0,500	0,183
0,600	0,185
0,700	0,186
0,800	0,188
0,900	0,190
1,000	0,192
1,100	0,194
1,200	0,197
1,300	0,200
1,400	0,204
1,500	0,207
1,600	0,212
1,700	0,216
1,741	0,218

График взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла без учета влияния земли, поляры на режиме взлёта и посадки для механизированного крыла без учета влияния земли и взлетно-посадочные поляры для механизированного крыла с учетом влияния земли приведены на рисунке 12.

Подъёмная сила вычисляется по формуле:

,

где - плотность воздуха, - взлётно-посадочная скорость.



Рисунок 12 - Взлетно-посадочные поляры

6.6 Построение зависимости подъёмной силы крыла от угла атаки

Для того чтобы самолёт смог взлететь, подъёмная сила должна быть больше взлётного веса самолёта, то есть

По графику (рисунок 13) видно, что данное условие соблюдается, то есть при данной скорости и данном взлётном весе, самолёт сможет подняться в воздух.



Рисунок 13 - Подъёмная сила при V = 69,4м/с



ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной работе произведён аэродинамический расчёт самолёта Ту-204. Получены следующие результаты:

- Самолёт взлетит при угле атаки б ? 7? на взлётной скорости V = 69,4м/с. Крыло самолёта создает достаточную подъёмную силу для взлёта. Отсюда следует, что профиль и механизация крыла подобраны и рассчитаны верно.

- Минимальный коэффициент лобового сопротивления на режиме взлёта - на режиме посадки - ,

- Максимальный коэффициент подъёмной силы крыла на режиме взлёта - , на режиме посадки - .



СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1 Аэродинамические характеристики профиля и крыла [Текст]: учеб. пособие [Текст] / В. А. Фролов. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. - 48 с.;

2 Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей [Текст] /С. Т. Кашафутдинов, В. Н. Лушин. - Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. Чаплыгина, 1984. - 74 с.;

3 Расчёт поляр и подбор винта к самолёту [Текст]: учебное пособие / В. М. Головин, Г. В. Филиппов, В. Г. Шахов - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 1992. - 68с.;



ПРИЛОЖЕНИЕ

А -Общий вид самолета Ту-204

Размещено на Allbest.ru