Расчет аэродинамических характеристик самолета с учетом влияния выпуска закрылков и шасси

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ

ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

«УЛЬЯНОВСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

ИМЕНИ ГЛАВНОГО МАРШАЛА АВИАЦИИ Б.П. БУГАЕВА»

Кафедра летной эксплуатации и безопасности полетов

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

по учебной дисциплине «Аэродинамика и динамика полета»

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

Смирнов П.Д.,

курсант группы П-21-6

Ульяновск 2022

1. Основные теоретические сведения

Уравнения установившегося ГП:

(1.1)

Для расчета и используются следующие формулы:

(1.2)

(1.3)

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

- воздушная скорость невозмущенного потока (воздушная), м/с;

- площадь крыла, ;

- коэффициент подъемной силы;

- коэффициент лобового сопротивления.

Из формул (1.2) и (1.3) 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 б, при выпуске механизации крыла и шасси.

1.1 Построение зависимости

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки является важнейшей аэродинамической характеристикой самолета и имеет вид, представленный на рис. 2.

В диапазоне углов атаки от зависимость имеет линейный характер и выражается формулой

(1.4)

где - коэффициент, показывающий, на сколько изменяется при изменении на единицу.

1.2 Построение зависимости

Коэффициент лобового сопротивления определяется по формуле:

(1.5)

где - коэффициент профильного сопротивления, определяемый при нулевой подъемной силе (;

- коэффициент индуктивного сопротивления;

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

- коэффициент сопротивления, создаваемый выпущенным шасси.

Величину коэффициента индуктивного сопротивления можно вычислить по формуле:

(1.6)

где A - коэффициент отвала поляры, постоянная величина для заданной конфигурации самолета, определяемая геометрическими характеристиками крыла.

Зависимость показана на рисунке 3.

аэродинамический самолет индуктивный сопротивление



Значение коэффициента отвала поляры А можно вычислить по формуле

(1.7)

1.3 Построение поляр, определение аэродинамического качества

Аэродинамическое качество (K) - характеристика самолета, показывающая отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления:

(1.8)

Величину K удобно определять по графической зависимости, которая получается совмещением зависимостей и и называется полярой (рис. 4).



Касательная к поляре, проведенная под наибольшим углом, позволяет определить максимальное качество крыла (K) и наивыгоднейший угол атаки (рис. 5).

1.5 Построение зависимости

Из формулы (1.2) и (1.1) получим формулу для расчета потребной скорости горизонтального полета :

(1.9)

Через уравнение Менделеева-Клапейрона получим зависимость плотности воздуха от температуры и атмосферного давления:

(1.10)

где p - давление воздуха, Па;

T - температура воздуха по шкале Кельвина, К;

R - удельная газовая постоянная, для воздуха R = 287,14 Дж/(кгград).

Критерий аэродинамического подобия, которое называется числом Маха (M):

(1.11)

Воздушный поток рассматривается как несжимаемая среда, если число Маха не превышает 0.3. В этом случае плотность воздуха остается постоянной величиной.

Для расчета скорости распространения звука в воздухе при заданных атмосферных условиях следует воспользоваться формулой:

(1.12)

Где k=1.4 - показатель адиабаты для воздуха.



2. Исходные данные

Номер шифра: 69

Самолет IX типа

Полетная масса - 185000 кг.

Площадь крыла - 320 м².

Количество двигателей - 4.

Атмосферное давление - 547 мм. рт. ст. = 72927,34Па

Температура наружного воздуха - -10°С

Таблица 1. Аэродинамические характеристики самолета

Конфигурация	Коэффициент профильного сопротивления,	Коэффициент сопротивления, создаваемого выпущенным шасси,
1	полетная	0,021	-
2	взлетная	0,088	0,014

Таблица 2. Зависимость коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления от угла атаки

Угол атаки , град.	Конфигурация 1	Конфигурация 2
3	0,084	0,02128	0,590	0,11524
4	0,169	0,02212	0,708	0,12106
6	0,341	0,02551	0,944	0,13589
8	0,511	0,03114	1,180	0,15495
10	0,681	0,03903	1,416	0,17825
12	0,849	0,04918	1,652	0,20578
14	1,018	0,06158	1,888	0,23756
16	1,128	0,07680	2,071	0,28342
18	1,204	0,10054	2,121	0,34930
20	1,237	0,13568	2,143	0,42229
22	1,251	0,18594	2,152	0,54379
24	1,122	0,24792	1,994	0,71061



3. Построение зависимости

3.1 Конфигурация 1 (полетная)

1. Построим график зависимости по исходным данным.

Из графика следует, что

2. Вычислим три значения коэффициента

Из вычислений следует, что значения совпадают. Отсюда .

3. Составим уравнение для линейного участка, используя формулу(1.4)

4. Рассчитаем по формуле (1.4) значение коэффициента подъемной силы при =



5. Найдем абсолютную и относительную погрешность для вычисленного на основе линейной зависимости значения по отношению к наблюдаемой величине

3.2 Конфигурация 3 (взлетная)

1. Построим график зависимости по исходным данным.

Из графика следует, что

2. Вычислим значения коэффициента

Из вычислений следует, что значения совпадают. Отсюда

3. Составим уравнение для линейного участка, используя формулу(1.4)

4. Рассчитаем по формуле (1.4) значение коэффициента подъемной силы при = 

5. Найдем абсолютную и относительную погрешность для вычисленного на основе линейной зависимости значения по отношению к наблюдаемой величине

3.3 Вывод

Если проанализировать формулу (1.4), то можно сделать вывод о том, что при увеличении угла атаки до значения коэффициент подъемной силы, а следовательно, и подъемная сила линейно увеличиваются. Так же этот вывод можно сделать на основании изменения положения зон подпора и зон отсоса. При увеличении угла атаки передняя зона подпора перемещается на нижнюю поверхность, что приводит к увеличению разности давлений под крылом и над ним. В дальнейшем, с увеличением угла атаки, на верхней поверхности крыла возникают местные зоны отрыва пограничного слоя, что замедляет рост подъемной силы. Угол, при котором возникают местные зоны отрыва пограничного слоя, называется углом начала срыва потока . С дальнейшим увеличением угла атаки после , коэффициент подъемной силы также будет расти, но не по линейной зависимости

Будет происходить постепенное уменьшение роста коэффициента подъемной силы и, в конце концов, рост прекратится на критическом угле атаки При дальнейшем увеличении угла атаки из-за расширения зоны отрыва происходит падение коэффициента подъемной силы. Отсюда следует, что срыв потока уменьшает величину коэффициента подъемной силы.



4. Построение зависимости .

4.1 Конфигурация 1 (полетная)

1. Построим график зависимости по исходным данным.

2. Рассчитаем три значения коэффициента отвала поляры A, соответствующие углам атаки, не превышающим

3. Рассчитаем по формуле (1.6) значение коэффициента индуктивного сопротивления при =

А также соответствующую величину коэффициента лобового сопротивления без учета коэффициента сопротивления давления, возникающего на больших угла атаки вследствие срыва потока



4. Найдем абсолютную и относительную погрешность для вычисленного на основе квадратичной зависимости значения по отношению к заданному значению коэффициента лобового сопротивления при = .

4.2 Конфигурация 3 (взлетная)

1. Построим график зависимости по исходным данным.

2. Рассчитаем три значения коэффициента отвала поляры A, соответствующие углам атаки, не превышающим

Из вычислений следует, что значения совпадают. Отсюда .

3. Рассчитаем по формуле (1.6) значение коэффициента индуктивного сопротивления при =



А также соответствующую величину коэффициента лобового сопротивления без учета коэффициента сопротивления давления, возникающего на больших угла атаки вследствие срыва потока

4. Найдем абсолютную и относительную погрешность для вычисленного на основе квадратичной зависимости значения по отношению к заданному значению коэффициента лобового сопротивления при =

4.3 Вывод

аэродинамический самолет индуктивный сопротивление

При увеличении угла атаки появляется индуктивное сопротивление, которое возрастает.Как видно из графиков, при , возникает дополнительное сопротивление , обусловленное отрывом пограничного слоя. В свою очередь, минимальное лобовое сопротивление будет наблюдаться при угле нулевой подъемной силы , при котором лобовое сопротивление состоит только из коэффициента профильного сопротивления в полетной конфигурации и из при посадочной конфигурации, что обуславливается выпуском шасси. Влияние механизации на лобовое сопротивление достаточно велико, а именно, она отрицательно влияет на коэффициент лобового сопротивления, увеличивая его, что видно по графику.

5. Построение поляр, определение аэродинамического качества

5.1 Конфигурация 1 (полетная)

1. Проведем касательную к поляре (график зависимости ) и определим приближенное значение наивыгоднейшего угла атаки с помощью касательной из начала координат

2. По формуле (1.8) найдем максимальную величину аэродинамического качества

5.2 Конфигурация 3 (посадочная)

1. Проведем касательную к поляре (график зависимости ) и определим приближенное значение наивыгоднейшего угла атаки с помощью касательной из начала координат

2. По формуле (1.8) найдем максимальную величину аэродинамического качества



6. Конфигурация 1 (полетная)

1. Таблица с основными аэродинамическими характеристиками. Первые три столбца заполняются исходя из исходных данных.

Таблица 3

??, град.			K	, м/с	, км/ч	М
0	-0,256	0,02596	-9,86
2	-0,066	0,02320	-2,84
4	0,124	0,02369	5,23	233,30	839,88	0,68
6	0,314	0,02742	11,45	146,61	527,80	0,43
8	0,504	0,03441	14,65	115,72	416,60	0,34
10	0,694	0,04464	15,55	98,62	355,02	0,29
12	0,884	0,06213	14,23	87,38	314,56	0,25
14	1,051	0,08461	12,42	80,14	288,49	0,23
16	1,203	0,11212	10,73	74,90	269,65	0,22
18	1,312	0,14222	9,23	71,72	258,20	0,21
20	1,349	0,18201	7,41	70,73	254,64	0,21
22	1,211	0,23388	5,18	74,65	268,76	0,22

2. Рассчитаем по формуле (1.8) значения аэродинамического качества K для указанных углов атаки и заполним 4 столбец таблицы 3

Аналогичные вычисления проведём для всех значений K.

3. Вычислим по формуле (1.10) плотность воздуха для заданного атмосферного давления и температуры



4. Рассчитаем по формуле (1.9) значения потребной скорости ГП для указанных углов атаки и заполним 5 и 6 столбцы таблицы 3.

Аналогичные вычисления проведем для всех значений .

5. Вычислим в км/ч

Аналогичные вычисления проведем для всех значений .

6. Для расчета скорости звука в воздухе необходимо воспользоваться уравнением (1.12), при условии, что плотность остается постоянной величиной

7. Рассчитаем по формуле (1.11) числа Маха M, соответствующие найденным потребным скоростям ГП, и заполним 7 столбец таблицы 3

Аналогичные вычисления проведем для всех значений M.

Конфигурация 3 (посадочная)

1. Таблица с основными аэродинамическими характеристиками. Первые три столбца заполняются исходя из исходных данных.

Таблица 4

??, град.			K	, м/с	, км/ч	М
0	0,634	0,23225	2,73	103,18	371,44	0,30
2	0,826	0,24149	3,42	90,39	325,42	0,26
4	1,018	0,25317	4,02	81,42	293,13	0,24
6	1,210	0,26728	4,53	74,69	268,87	0,22
8	1,399	0,28568	4,90	69,46	250,05	0,20
10	1,571	0,30534	5,15	65,55	235,96	0,19
12	1,760	0,33122	5,31	61,93	222,93	0,18
14	1,949	0,36948	5,27	58,85	211,85	0,17
16	2,111	0,41992	5,03	56,54	203,56	0,16
18	2,151	0,48154	4,47	56,02	201,66	0,16
20	1,958	0,55577	3,52	58,71	211,36	0,17
22	1,713	0,64549	2,65	62,77	225,97	0,18

2. Рассчитаем по формуле (1.8) значения аэродинамического качества K для указанных углов атаки и заполним 4 столбец таблицы 4

Аналогичные вычисления проведём для всех значений K.

3. Вычислим по формуле (1.10) плотность воздуха для заданного атмосферного давления и температуры

4. Рассчитаем по формуле (1.9) значения потребной скорости ГП для указанных углов атаки и заполним 5 и 6 столбцы таблицы 4.



Аналогичные вычисления проведем для всех значений .

5. Вычислим в км/ч

Аналогичные вычисления проведем для всех значений .

6. Для расчета скорости звука в воздухе необходимо воспользоваться уравнением (1.12), при условии, что плотность остается постоянной величиной

7. Рассчитаем по формуле (1.11) числа Маха M, соответствующие найденным потребным скоростям ГП, и заполним 7 столбец таблицы 4

Аналогичные вычисления проведем для всех значений M.

8. Построим график зависимости



7. Анализ результатов расчетов

Таблица 5

Конфигурация
1 (полетная)	2,7	13	10	20	0,095	1,349	0,023	15,55
3 (посадочная)	-6,6	8	12	18	0,096	2,151	0,204	5,31



Вывод

В ходе выполнения контрольной работы были выявлены следующие зависимости:

В 3 (посадочной конфигурации) имеет место быть выпуск механизации крыла и шасси, что вносит свои коррективы в аэродинамические характеристики самолета.

При выпуске закрылков увеличивается коэффициент подъемной силы, а также уменьшается угол нулевой подъемной силы. При выпуске предкрылков угол нулевой подъемной силы изменяется незначительно, при этом возрастает коэффициент подъемной силы. При всём при этом уменьшается угол начала срыва потока, увеличивается наивыгоднейший угол из-за возросшего коэффициента подъемной силы и уменьшается критический угол атаки из-за возросшего коэффициента лобового сопротивления.

Однако при выпуске механизации также возрастает и коэффициент лобового сопротивления, причем больше, чем коэффициент подъемной силы. Это приводит к тому, что в результате уменьшается качество и поляра смещается вправо.

Выпуск шасси также негативно влияет на качество, так как увеличивается коэффициент лобового сопротивления.

Размещено на Allbest.ru