Определение летно-тактических характеристик воздушного судна Ан-148

Автор работы: Пользователь скрыл имя, 18 Ноября 2013 в 19:50, курсовая работа

Краткое описание

Специальный раздел аэродинамики — аэродинамика самолёта — занимается разработкой методов аэродинамического расчёта и определением аэродинамических сил и моментов, действующих на самолёт в целом и на его части — крыло, фюзеляж, оперение и т. д. К аэродинамике самолёта относят: расчёт устойчивости, балансировки самолёта, теорию воздушных винтов. Вопросы, связанные с изменяющимся нестационарным режимом движения летательных аппаратов, рассматриваются в специальном разделе — динамика полёта.
Наука, изучающая движение тел в воздухе, силы, возникающие при этом движении, и действие воздушного потока на находящиеся в нем тела, называется аэродинамикой.

Содержание

Введение………………………………………………………………....стр.3-4
Теоретическая часть…….......................................................................стр.5-23
Летно-технические характеристики самолета Ан-148……………..стр.24-33
Заключение…………………………………………………………….…стр.34
Список используемой литературы..…………………………….............стр.35

Прикрепленные файлы: 1 файл

Курсовая по аэродинамике.docx

— 747.62 Кб (Скачать документ)

Чем больше относительная  толщина с профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом, на его задней кромке. В результате увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления. Величина сопротивления давления невелика. Возникновение сопротивления давления сопровождается образованием слабых вихрей в спутной струе, образующейся из пограничного слоя.

При обтекании профиля  крыла воздушным потоком на углах  атаки, близких к критическому, сопротивление  давления значительно возрастает. При  этом размеры завихренной спутной струи и самих вихрей резко увеличиваются.

Сопротивление трения возникает  вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое обтекающего профиля крыла. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя и состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости). В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Следовательно, чем большую часть поверхности крыла обтекает ламинарный пограничный слой воздушного потока, тем меньше сопротивление трения.

На величину сопротивления  трения влияют: скорость самолета; шероховатость поверхности; форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения.

Рис. 3 Обтекание крыла конечного размаха

Для уменьшения сопротивления  трения при подготовке самолетов  к полету необходимо сохранять гладкость поверхности крыла и частей самолета, особенно носка крыла. Изменение углов атаки на величину сопротивления трения практически не влияет.

Соотношение между сопротивлением трения и сопротивлением давления в большой степени зависит от толщины профиля .

Индуктивное сопротивление - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления (Рис. 3).

Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный  поток, набегающий на верхнюю часть  крыла, что приводит к образованию  завихрений массы воздуха за задней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута  различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается.

 

Так как воздух обладает вязкостью, то вращающийся воздух в жгуте  увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого  полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.

Индуктивное сопротивление - это нежелательный побочный продукт  производства подъёмной силы. Общий  принцип: чем меньше приборная скорость, больше угол атаки, тем сильнее концевые вихри и тем больше индуктивное сопротивление.

Коэффициент индуктивного сопротивления  определяется по формуле:

Из формулы видно, что Сх прямо пропорционален коэффициенту подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла.

При угле атаки нулевой  подъемной силы aо индуктивное сопротивление будет равно нулю.

На закритических углах  атаки нарушается плавное обтекание  профиля крыла и, следовательно, формула определения Cx1 не приемлема для определения его величины.

Так как величина Сх обратно пропорциональна удлинению крыла, поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют большое удлинение крыла: l=14…15.

 

Поляра крыла

Для различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно  знать одновременное изменение Су и Сх в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициента Су от Сх, называемый полярой.

Для построения поляры для  данного крыла, крыло (или его  модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления Q. Определив величины сил Y и Q для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты. Из формулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:

Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся  в таблицу.

Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают  значения Су, а на горизонтальной - Сх. Масштабы для Су и Сх обычно берутся разные.

Принято для Су брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для Сх, так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения Су в несколько раз больше, чем диапазон изменения Сх. Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки.

Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы СR и j, где j- угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, если масштабы Су и Сх взять одинаковыми).

 

Рис. 4 Поляра крыла

Если из начала координат, совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны Сy и Сх. лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла.

Так как коэффициенты Сy и Сх пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться, что угол, заключенный между векторами Сr и Сy, представляет собой угол качества q. Угол качества q можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах Сy и Сх, а поскольку поляры построены, как правило, на разномасштабных коэффициентах Сy и Сх, то угол качества определяется из отношения

 Поляра строится для  вполне определенного крыла с  заданными геометрическими размерами и формой профиля (Рис. 4). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.

Угол нулевой подъемной  силы aо находится на пересечении поляры с осью Сх. При этом угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (Сy = 0).

Угол атаки, на котором  Сх имеет наименьшую величину aCх.мин. находится проведением касательной к поляре, параллельной оси Сy. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.

Наивыгоднейший угол атаки aнаив. Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, то угол между осью Сy и касательной, проведенной из начала координат, т. е. угол качества , на этом угле атаки, согласно формуле , будет минимальным. Поэтому для определения aнаив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания будет соответствовать aнаив. Для современных крыльев aнаив лежит в пределах 4 - 6°.

Критический угол атаки aкрит. Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси Сх. Точка касания и будет соответствовать aкрит. Для крыльев современных самолетов aкрит = 16-30°.

Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся  проведением из начала координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (a1 и a2) при полете, на которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше Кмакс.

 

 

 

 

 

 

 

Кривые Жуковского

 

Кривыми Жуковского называется график, на котором изображены в  одной системе координат две кривые. На вертикальной оси откладывается тяга, на горизонтальной – скорость полета.

Эти кривые обычно рассматривают  применительно к горизонтальному  полету.

Нижняя кривая отражает потребную  тягу для горизонтального полета относительно скорости полета.

Как видно на графике, минимальная  тяга нужна на наивыгоднейшей скорости Vнв.

Верхняя кривая  отражает  максимальную тягу силовой установки  в зависимости от скорости полета. Точка пересечения двух кривых является точкой максимальной скорости горизонтального полёта.

При снижении тяги двигателя  верхняя кривая опускается вниз, и  мы видим уже 2 точки пересечения  кривых, которые соответствуют двум скоростям, которые располагаются по разные стороны от точки Vнв. То есть ЛА может лететь с заданной тягой на некоторой V большей Vнв и на некоторой V меньшей Vнв.

ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ  ПОЛЕТ САМОЛЕТА

Полет самолета от взлета до посадки представляет собой сочетание  различных видов движения. Наиболее продолжительным видом движения является прямолинейный полет. Установившимся прямолинейным полетом называется такое движение самолета, при котором скорость движения с течением времени не изменяется по величине и направлению.

К установившемуся прямолинейному полету относятся горизонтальный полет, подъем и снижение самолета (планирование).

Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный  полет с постоянной скоростью  без набора высоты или снижения.

На Рис. 5 показаны силы, действующие на самолет в горизонтальном полете без скольжения, где:

Y - подъемная сила;

Х - лобовое сопротивление;

G - вес самолета;

Р - сила тяги двигателя.

Все эти силы необходимо считать приложенными к центру тяжести  самолета, так как его прямолинейный полет возможен лишь при условии, что сумма моментов всех сил относительно центра тяжести равна нулю.

Необходимое равновесие моментов летчик создает соответствующим  отклонением рулей управления.

Из рисунка видно, что  вес самолета G уравновешивает подъемная сила самолета Y, а лобовое сопротивление Х - сила тяги Р.

Для установившегося горизонтального  полета необходимы два условия:

Y-G=0 (условие постоянства высоты H=const); (4.1)

Р-Х=0 (условие постоянства скорости V=const). (4.2)

Эти равенства называются уравнениями движения для установившегося  горизонтального полета. При нарушении  этих равенств движение самолета станет криволинейным и неравномерным.

Пользуясь этими равенствами, можно определить скорость, коэффициент подъемной силы, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета.

Рис. 5 Схема действующих сил на самолет в установившемся полете

Четыре силы, воздействующие на самолет в полете. 1 - подъемная  сила, 2 - тяга, 3 - вес и 4 - сопротивление

СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ  ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

Для того чтобы крыло самолета могло создать подъемную силу, равную весу самолета, нужно, чтобы  оно двигалось с определенной скоростью относительно воздушных масс.

Скорость, необходимая для  создания подъемной силы, равной весу самолета при полете самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета.

По определению горизонтального  полета должно быть выполнено условие Y=G.

Известно, что

 

следовательно,

 

Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для выполнения горизонтального полета

Величина потребной скорости зависит от веса самолета, площади  его крыла, от высоты полета (выраженной через массовую плотность r) и коэффициента подъемной силы Су.

Из формулы (4.5) видно, что  с увеличением веса самолета скорость, потребная для горизонтального полета, также увеличивается, так как для уравновешивания большего веса требуется большая подъемная сила, что достигается (при прочих равных условиях) увеличением скорости полета (см. формулу 6.4). Увеличение площади крыла, наоборот, уменьшает потребную скорость. Для расчетов на практике обычно применяют отношение называемое удельной нагрузкой на крыло.

  

У современных самолетов  удельная нагрузка на крыло колеблется в широких пределах: от 100 кг/м2 у легких самолетов до 800 кг/м2 и более у тяжелых самолетов и самолетов больших скоростей полета.

С увеличением высоты полета массовая плотность воздуха уменьшается. Согласно формуле  уменьшение плотности r приводит к увеличению потребной скорости полета.

Если изменять угол атаки, то пропорционально будет изменяться и коэффициент подъемной силы Су. А изменение Су отражается на величине потребной скорости горизонтального полета. Чем меньше Су (и угол атаки соответственно), тем больше должна быть скорость полета, и наоборот. Из этого следует важный вывод: каждому углу атаки на данной высоте полета соответствует вполне определенная скорость горизонтального полета VГ.П.

Информация о работе Определение летно-тактических характеристик воздушного судна Ан-148