Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

Размещено на

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

1. Определение геометрических параметров самолёта

2. Расчет критического числа Маха самолета

2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения

2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы

2.3 Оценка числа Маха

2.4 Определение расчетной скорости самолета

3. Расчёт полетной докритической поляры

3.1 Уравнение докритической поляры

3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления

3.2.1 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла

3.2.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления горизонтального оперения

3.2.3 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления вертикального оперения

3.2.4 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления фюзеляжа и мотогондол

4. Расчёт закритических поляр самолёта

5. Взлетно-посадочные характеристики самолета

5.1 Расчет характеристик подъемной силы

5.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла

5.1.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М = 0,2

5.1.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла при М = 0,7

5.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета

5.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки

5.2 Построение взлётной и посадочной поляр

5.2.1 Расчет поляр на взлетном режиме

5.2.2 Расчет поляр на режиме посадки

6. Определение зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ПРИЛОЖЕНИЯ



ВВЕДЕНИЕ

В данном курсовом проекте ведется расчёт аэродинамических характеристик самолёта DC-9-30 с размахом крыла - 28.5 м, длиной - 36.4 м, высотой - 8.4, профилем крыла C-770315, высотой крейсерского полёта - 12000 м. По чертежу, исходя из размаха крыла, длины и высоты определяются его основные размеры и углы стреловидности. Рассчитывается критическое число Маха. Рассчитывается зависимость аэродинамических коэффициентов подъёмной силы и сопротивления, и строятся графики докритических и закритических поляр. Ведётся расчёт поляр и зависимостей подъемной силы от угла атаки при взлёте и посадке. Определяется зависимость максимального качества, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления самолёта от числа Маха. Все расчёты ведутся по приближённой методике.



1. Определение геометрических параметров самолета

Крыло

Размах крыла L=28.50м;

площадь крыла S=98.32м²;

площадь консолей S_к=79.12м²;

удлинение крыла определяем по формуле:л=l²/s=28.5²/98.32=8.26;

корневая хорда b₀=4.98м;

концевая хорда b_к=1.31м;

сужение крыла з=b₀/b_к=4.98/1.31=3.80;

угол стреловидности крыла по передней кромке: х₀=28є;

угол стреловидности по 0,25 хорд:

углы стреловидности по закрылку: 13є.

Механизация крыла: закрылки

размах l_з = 15.20м;

Обсуживаемая площадь s_{обсл зак} = 57.76м².

Горизонтальное оперение

Размах ГО l-го = 12.05м;

площадь ГО s_го=30.03м²;

площадь консолей ГО s_{го к}= 30.03м²;

удлинение ГО л_го = l²_го/s_го = 12.05І/300.03 = 6.22;

корневая хорда b₀=3.67м;

концевая хорда b_к= 1.31м;

сужение ГО з_го= b₀/b_к= 3.67/1.31= 2.80;

угол стреловидности по передней кромке: х_0го = 34є;

угол стреловидности ГО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по рулю высоты x_{рв =} 17є.

Вертикальное оперение

Высота ВО l_во = 4.72м;

площадь ВО s_во = 21.95м²;

площадь консолей ВО s_{во к} = 21.95м²;

удлинение ВО л_во=l²_во/s_во = 4.72²/21.95 = 1.02;

корневая хорда b₀ = 5.50м;

концевая хорда b_к = 3.80м;

сужение ВО з_го = b₀/b_к = 5.50/3.80 = 1.48;

угол стреловидности по передней кромке: х_0во = 49є;

угол стреловидности ВО по 0,25 хорд:

угол стреловидности по рулю направления x_рн=38є.

Фюзеляж

Длина фюзеляжа l_ф=30.00м;

площадь миделя фюзеляжа s_мф=10.57м²;

диаметр фюзеляжа d_ф=3.67м;

удлинение фюзеляжа л_ф=l_ф/d_ф=30.00/3.67=8.17;

удлинение носовой части фюзеляжа л_нчф=l_нчф/d_ф=5.24/3.67=1.43;

удлинение хвостовой части фюзеляжа л_хчф=l_хчф/d_ф=7.86/3.67=2.14;

площадь омываемой поверхности фюзеляжа:



Мотогондолы двигателей

Длина l_мг=5.50м;

диаметр d_мг=1.83м;

диаметр d_мгэ=1.50;

площадь миделя s_ммг=2.63;

удлинение мотогондол л _мг =l _мг /d _мг=5.50/1.50=3.67;

удлинение носовой части л_нчмг=l_нчмг/d_мг=2.88/1.50=1.92;

удлинение хвостовой части л_хчмг=l_хчмг/d_мг=2.62 /1.50=1.75;

площадь омываемой поверхности:

м²



2. Расчет критического числа Маха самолета

Критическое число Маха - есть такое число Маха набегающего потока, при котором где-либо на профиле (теле) возникает скачок уплотнения.

За расчетное критическое число Маха самолета принимается самое минимальное значение критического числа Маха отдельных агрегатов самолета (крыло, фюзеляж, оперение и др.).

2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения

Критическое число Маха крыла будем определять из уравнения:

(2.1)

где - относительная толщина профиля;

-средняя аэродинамическая хорда;

-толщина профиля;

-зависит от вида профиля ,коэффициента подъёмной силы , и стреловидности крыла

, (2.2)

Где



Выбираем =1.15 для крыла и =1 для горизонтального и вертикального оперения (соответствует симметричным профилям). На данном этапе курсовой работы принимаем =0.6 для крыла и =0 для вертикального и горизонтального оперения.

Для крыла

=24.75; =0.6; =0.15

Подставляя различные числа Маха в уравнение (2.1) добиваемся того, чтобы относительная толщина профиля была равна заданной:

тогда критическое число Маха для крыла =0,7459.

Для вертикального оперения

=43.83, =0, =0,09

При >1 формулой (2.1) пользоваться нельзя.

Тогда

.

Для горизонтального оперения

=29.99, =0, =0,09,

тогда для горизонтального оперения =0,9069.

2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы

Критическое число Маха для фюзеляжа с параболической формой носовой части определяем по формуле

, (2.3)

где - удлинение носовой части фюзеляжа.