Расчет аэродинамических характеристик модификации самолета АН-24.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

СОДЕРЖАНИЕ

• ВВЕДЕНИЕ
• Раздел 1. Общая часть
• 1.1 Статистические данные
• 1.2 Подготовка исходных данных
• Раздел 2 Специальная часть
• 2. Расчет и построение зависимостей c_уа(б) для различных
• 2.1 Расчет и построение зависимости критического числа Маха от
• коэффициента подъемной силы М_кр(c_уа)
• 2.1.1 Расчет и построение вспомогательной зависимости c_уа(б)
• 2.1.2 Расчет и построение взлетных кривых c_уа(б)
• 2.1.3 Расчет и построение посадочных кривых c_уа(б)
• 2.2 Расчет и построение поляр самолета
• 2.2.1 Профильное сопротивление самолета
• 2.2.2 Коэффициенты торможения потока
• 2.2.3 Дополнительное профильное сопротивление, обусловленное
• 2.2.4 Коэффициенты сопротивления от различных местных источников
• 2.2.5 Индуктивное и дополнительное профильное сопротивление самолёта
• 2.2.6 Построение вспомогательной поляры
• 2.2.7 Построение взлетных поляр
• 2.2.8 Построение посадочных поляр
• ЗАКЛЮЧЕНИЕ
• СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

• ВВЕДЕНИЕ

В данном курсовом проекте ведется расчет аэродинамических характеристик модификации самолета АН-24.

На сегодняшний день по статистике катастроф, АН-24 - это один из самых надежных самолетов в мире. Двухмоторная турбовинтовая модель Антонов АН-24 изначально разрабатывалась для пассажирских перевозок на внутренних авиалиниях. Проект был подготовлен с чисто советским практичным подходом к надежности и экономичности.

Самолет АН-24 с двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24 создан под руководством генерального конструктора О.К. Антонова.

Самолет АН-24 является комбинированным вариантом пассажирского и грузового самолета. Перевозка пассажиров может осуществляться на малые и средние расстояния. Для грузов и багажа пассажиров предусмотрены герметические отсеки, находящиеся на одном уровне с салоном пассажиров.

В курсовом проекте произведен расчет и построение вспомогательной зависимости c_уа(б), принимается во внимание, что шасси и средства механизации крыла убраны. Расчет и построение взлетных кривых c_уа(б). Так же производится расчет и построение посадочных кривых c_уа(б), расчет и построение поляр самолета. Профильное сопротивление самолета, дополнительное профильное сопротивление, обусловленное интерференцией частей самолёта. Так же производится расчет коэффициенты сопротивления от различных местных источников и индуктивное и дополнительное профильное сопротивление самолета. Расчет и построение вспомогательной поляры, расчет и построение взлетных поляр.



Раздел 1 Общая часть

1.1 Статистические данные

Самолет АН-24 представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, на шасси трехстоечной схемы с двумя передними спаренными колесами.

Крыло - трапециевидной формы в плане, кессонного типа, большого удлинения. Крыло состоит из двух лонжеронов. На центроплане располагаются два отклоняющихся однощелевых закрылка, а на консолях - два выдвижных двухщелевых закрылка. Также на консолях размещены два разрезных элерона. Хвостовое оперение - традиционное, дополненное подфюзеляжным килем.

Вертикальное оперение включает в себя: форкиль, киль, руль направления с триммером и пружинным сервокомпенсатором, а также два подфюзеляжных гребня. Горизонтальное оперение включает в себя: стабилизатор и руль высоты с триммером. Оно крепится на верхней части фюзеляжа. профильное сопротивление самолёта индуктивный

Шасси у самолета АН-24 - трехстоечной схемы с двумя передними спаренными колесами. Шасси убираются против полета, что обеспечивает надежный аварийный выпуск и постановку шасси на замки в полете силой набегающего встречного потока.

На самолете установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24 мощностью 2550 э.л.с. (эффективная лошадиная сила) каждый с четырехлопастными воздушными флюгерными винтами АВ-72.

Гондолы двигателей удобообтекаемой формы расположены под центропланом. Ось винта составляет угол с продольной осью самолета 1°. Такой угол выбран с целью наилучшего использования обдувки крыла винтами. 

1.2 Подготовка исходных данных

ЛТХ
Модификация	АН-24
Размах крыла, м	20,5
Длина самолета, м	21,8
Высота самолета, м	7,68
Площадь крыла, м2	37.2
Масса, кг
пустого самолета	13 500
максимальная взлетная	20000
Внутреннее топливо, кг	6500
Тип двигателя	2 ТВД Прогресс (Ивченко) АИ-24А
Мощность, л.с.	2 * 2550
Крейсерская скорость, км/ч	460
Практическая дальность, км	3000
Дальность действия, км	640
Практический потолок	8400
Экипаж, чел	5
Полезная нагрузка:	38 солдат или 30 парашютистов или 4612 кг груза

Таблица 1 - Исходные данные

Элемент самолета, параметр	Размер-ность	Обозначение, формула	Значение
1	2	3	4
1 Крыло:
1.1 Размах / Размах его консолей	м		21;19
1.2 Площадь	м2		37,2
1.3 Хорда средняя	м		1,77
1.4 Хорда центральная	м		2,3
1.5 Хорда концевая	м		0,719
1.6 Сужение в плане			3,19
1.7 Относительная толщина профиля центрального			0,109
1.8 Относительная толщина профиля концевого			0,132
1.9 Средняя относительная толщина профиля			0,114
1.10 Относительная координата максимальной толщины			3,04
1.11 Стреловидность по линии max_х толщин	град.		7
1.12 Относительная кривизна профиля			2,5
1.13 Относительная координата кривизны профиля			0,25
1.14 Угол закрутки концевого сечения	град.		-1
1.15 Угол атаки нулевой подъемной силы	град.		-0,431
1.16 Стреловидность по линии ј хорд	град.		6,5
1.17 Стреловидность по линии Ѕ хорд	град.		4
1.18 Стреловидность по передней кромке	град.		11
1.19 Удлинение крыла и консолей крыла геометрическое		и	11,85 11,16
1.20 Относительная площадь крыла, занятая фюзеляжем			0,13
1.21 Относительная площадь крыла, занятая гондолами двигателей			0,045
1.22 Относительная площадь, не участвующая в обтекании потоком			0,175
1.23 Множитель		kэл	1
1.24 Удлинение эффективное 1.25 Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки	1/град		10,085 0,091

Таблица 1 - Продолжение

1	2	3	4
1.26 Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный			0,09
1.27 Расстояние от крыла до земли	м		2,36
2 Закрылок
2.1 Относительная хорда			0.23
2.2 Размах	м		3,6
2.3 Относительная площадь крыла обслуживаемая закрылками			0,099
2.4 Угол отклонения при взлете	град.		15
2.5 Угол отклонения при посадке	град.		38
2.6 Хорда средняя крыла с выпущенными закрылками	м		1,022
2.7 Угол стреловидности по передней кромке закрылка	град.		0
3 Горизонтальное оперение
3.1 Хорда средняя	м		1,31
3.2 Относительная толщина			12
3.3 Размах	м		6,6
3.4 Площадь, относительная площадь	м2	;	8,64;0,23
3.5 Удлинение			5,06
3.6 Стреловидность по линии ј хорд	град.		12
3.7 Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем			0,026
4 Вертикальное оперение
4.1 Площадь, относительная площадь	м2	;	4,5; 0,121
4.2 Размах	м	lво	2,72
4.3 Хорда средняя	м		1,65
4.4 Относительная толщина	%		12
5 Фюзеляж 5.1 Длина 5.2 Площадь миделя 5.3 Диаметр миделя 5.4 Удлинение 5.5 Длина носовой части 5.6 Удлинение носовой части 5.7 Отношение SФ.м к площади крыла S	м м2 м м	lф SФ.м DФ.м = лФ= lФ/ DФ.м lн.Ф лн.Ф= lн.Ф/ DФ.м	16,78 3,54 2,12 7,9 3,4 1,603 0,095

Таблица 1 - Продолжение

1	2	3	4
5.8 Длина кормовой части	м	lк.Ф	8,4
5.9 Удлинение кормовой части		лк.Ф = lк.Ф / DФ.м 1,75	2,26
5.10 Площадь миделя кормовой части	м2	Sк.Ф	0
5.11 Сужение кормовой части		зк.Ф = Sк.Ф/ SФ.м	0
5.12 Угол возвышения кормовой части	град.	вк.Ф	18
5.13 Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыла	м	yк	1,04
6 Гондола двигателя
6.1 Длина	м	lг.д	2,3
6.2 Диаметр гондолы двигателя	м	Dг.д	1,47
6.3 Площадь гондолы двигателя	м2	Sг.д	5,25
6.4 Относительная площадь гондолы двигателя		г.д. = Sг.д./ S	0,141
6.5 Вынос передней части гондолы двигателя относительно хорды крыла	м	хг.д.	0,76
6.6 Удлинение		лг.д.	1,02
6.7 Вынос оси гондолы двигателя относительно хорды крыла	м	yг.д.	0,369
6.8 Расстояние между двигателями на одной консоли крыла	м	б	0
6.9 Площадь выходного сечения сопла	м2	Sсопл	0
7 Воздушный винт 7.1 Диаметр винта 7.2 Площадь ометаемая винтом 7.3 Относительная обдуваемая винтами площадь крыла 7.4 Относительная обдуваемая винтами площадь ГО	м м2	Dв.в. Sом обд.кр обд.ГО	2,8 16,8 0,345 0,107
8 Общие данные
8.1 Взлетная масса самолета	кг	m0	20000
8.2 Расчетная скорость самолета	км/ч	V	460
8.3 Расчетная высота самолета	м	Н	6000
8.4 Тип и количество двигателей		n	2, ТВД
8.5 Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0	даН (кВт)	P0i (N0i)	1901,5
8.6 Среднее за полет аэродинамическое качество реактивных пассажирских самолетов		K=12.5+0.0331	13,5
8.7 Относительная масса топлива			0,325



Раздел 2 Специальная часть

2. Расчет и построение зависимостей c_уа(б) для различных режимов полета

2.1 Расчет и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъемной силы М_кр(c_уа)

Так как данный самолет винтовой то расчет и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъемной силы не производим.

2.1.1 Расчет и построение вспомогательной зависимости c_уа(б)

Для построения вспомогательной зависимости принимается во внимание, что шасси и средства механизации крыла убраны, Н=0, влияние экрана земли отсутствует и скорость полета минимальная (V_min) или число Маха (М_min).

Вспомогательная зависимость с_уа(б) строится по трем точкам:

? точка 1: б₁ = б₀;

? точка 2: б₂ = 0,85* и c_у2 = 0,85 c_уmax ;

? точка 3: б₃ = б_кр = и c_у3 = c_уmax.

Для самолетов с крыльями большого удлинения (л):

c_{у max} = *k₁*k₂*k₃

Характеристику профиля крыла определяем по формуле:

= б* *exp(-8 )+0.1 * exp(-190 ( - 0.06)²)

где б = 37 для профилей с кривизной.

=37*0,114*exp(-8*0,114)+0,1*2,5*exp(-190*(0,114-0,06)²) = 1,83;

Множители k_i учитывают влияние формы профиля, угла стреловидности по передней кромке _п.к, сужение крыла з_b и числа М_min для минимальной скорости полета V_min (м/с):

k₁ = 0,9+0,4th(2,5(2- p* ))*()²

k₂ = 0,86+0,26(1,2 - )*

k₃ = 1 - ((4+0,02)/(+0,04))*( - 0,06+(0,16 - )* М_min)* М_min

V_min = 3,5

М_min =0,0103

где: р = 22 для стандартных дозвуковых профилей;

= 1/ з_b

= 1/3,19= 0,31

V_min = 3,5 = 74,268

М_min = 0,0103 = 0,218

k₁ = 0,9+0,4*(2,5*(2-22*0,114))*()² = 0,881

k₂ = 0,86+0,26(1,2 -0,31)*0,31= 0,931

k₃ = 1 - ((4*0,114+0,02)/(0,114+0,04))*(0,114- 0,06+(0,16-0,114)* 0,218)* 0,218

= 0,956

c_{у max} = *k_1* k_2* k₃

c_{у max} = 1,83*0,881*0,931*0,956=1,434

Точка 1: б₁ = -0,431^°; c_у1 = 0

Точка 2: б₂ = 0,85*1,434/ 0,091+ (-0,431)^° = 12,963^°

c_у2 = 0,85*1,434= 1,218

Точка 3: б₃ = б_кр = 1,434/ 0,091+(-0,434)+ 2 = 17,324^°

c_у3 = 1,434

Рисунок 1 - Кривая c_уа(б)

2.1.2 Расчет и построение взлетных кривых c_уа(б)

При расчете с_уа(б) следует иметь в виду, что у винтовых самолетов обдувка части поверхности крыла приводит к созданию подъемной силы большей, чем на остальной части крыла.

Определяем Дс_{у max. взл} - суммарное приращение от воздействия каждого используемого вида механизации передней кромки Дс_{у max. пк} и задней кромки Дс_{у max. зк} с учетом и без учета экранного влияния земли, а также обдувки части крыла винтами.

Для закрылков:

Дс_{у max. зк} = 4,83 Дс_{у max}***()²

где - приращение для взлетного угла отклонения закрылков, рад.

Для двух щелевого выдвижного закрылка принимаем Дс_{у max} равным 0,84 и = -0,02.

Дс_{у max. зк} = 4,83* 0,84* 3,68*-0,02*()² = 0,298

Для определения приращения ?с_{у обд} за счет обдувки крыла винтами вычисляют коэффициент нагрузки винта по тяге (мощности):

B = 2P_oi /(с₀(V_min)²S_ом) = 4,06* 10^-5*1901,5/(16,8(0,218)³) = 0,443

Без учета экранного влияния земли:

Дс_{у max. взл.} = Дс_{у max. пк}+ Дс_{у max. зк}+ Дс_{у обд}

Дс_{у max. взл.} = 0+ 0,298= 0,298

с_{у max. взл} = Дс_{у max. взл}+ с_{у max}

с_{у max. взл} = 0,298+ 1,434= 1,732

С учетом экранного влияния земли:

Дс_{у max. взл.з} = Дс_{у max. пк}+ Дс_{у max. зк}+ Дс_{у max. з}+ Дс_{у обд}

Дс_{у max. з} = - 0,115exp(-0,5) * с_{у max. взл}

= h / b_ср.зк = 2,36/ 1,022= 2,309

Дс_{у max. з} = -0,115exp*(-0,5*2,309) * 1,732= -0,063

Дс_{у max. взл.з} = 0+ 0,298+ (-0,063)+0,45= 0,685

с_{у max. взл.з} = Дс_{у max. взл.з}+ с_{у max}

с_{у max. взл.з} = 0,685+ 1,434=2,12

Определяем угол атаки при нулевой подъемной силе б_{0 взл} (°)

б_{0 взл} = б₀ + = б₀ + 57,3

б_{0 взл} = -0,431+57,3*(-0,02) = -1,6

Считаем производную с учетом влияния земли:

= 2р * л_з * _1/4 / (57,3(л_з + 2_1/4))

л_з - фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние экрана земли, м.

л_з = л_эф * (р *l / (8h) + 2) / 2.23

л_з = 10,085* (р*21/(8*2,36)+2)/2,23 = 24,847

= 2*р*24,847*cos6,5 /(57,3*(24,847+2* cos6,5))=0,1

Строим кривые c_уа(б) для взлета с учетом и без учета влияния экрана земли.

Без учета экранного влияния земли:

с_уа = * (б - б_{0 взл})

Точка 1: б₁ = б_{0 взл} = -1,6^°; с_{уа 1} = 0;

Точка 2: б₂ = 10,01^°; с_{уа 2} = 0,818

Точка 3: б₃ = 33,2^°; с_{уа 3} = 1.732.

С учетом экранного влияния земли:

с_уз = * (б - б_{0 взл})

Точка 1: б₁ = б_{0 взл} = -1,6^°; с_{уа 1} = 0;

Точка 2: б₂ = 5,94^°; с_{уз 2} = 1.001;

Точка 3: б₃ = 25,5^°; с_{уа 3} = 2.12.

2.1.3 Расчет и построение посадочных кривых c_уа(б)

Определяем Дс_{у max. пос} - суммарное приращение от воздействия каждого используемого вида механизации передней кромки Дс_{у max. пк} и задней кромки Дс_{у max. зк} с учетом и без учета экранного влияния земли, а также обдувки части крыла винтом.

Для закрылков:

Дс_{у max. зк} = 4.83 Дс_{у max}***()²

где -приращение для посадочного угла отклонения закрылков.

Т.к. при посадке д_пос = 38^° = 0,66 рад и = 0,253 по графику определяем = - 0,15 рад.

Для двух щелевого выдвижного закрылка (закрылок Фаулера) принимаем Дс_{у max} = 2,25.

Дс_{у max. зк} = 4,83* 2,25*0.099*0,15*()² = 0.161.

Без учета экранного влияния земли:

Дс_{у max. пос.} = Дс_{у max. пк}+ Дс_{у max. зк}+ Дс_{у обд}

Дс_{у max пос.} = 0,161+ 0,45= 0,611;

с_{у max. пос} = Дс_{у max. пос}+ с_{у max}

с_{у max. пос} = 0,611+ 1,434= 2,045.

С учетом экранного влияния земли:

Дс_{у max. пос.з} = Дс_{у max. пк}+ Дс_{у max. зк}+ Дс_{у max. з}+ Дс_{у обд}

Дс_{у max. з} = - 0,115exp(-0,5) * с_{у max. пос}

= h / b_ср.зк = 2,36/ 1,022= 2,309;

Дс_{у max. з} = -0,115exp(-0,5*2,309) * 2,045= -0,738;

Дс_{у max. пос.з} = 0,161 - 0,738+ 0,45= -0,127;

с_{у max. пос.з} = Дс_{у max. пос.з}+ с_{у max}

с_{у max. пос.з} = -0,127+ 1,434 =1,307.

Определяем угол атаки при нулевой подъемной силе б_{0 взл} (°).

б_{0 пос} = б₀ + = б₀ + 57,3

б_{0 пос} = -0,431+57,3*(-0,15) = -9,026

Строим кривые c_уа(б) для посадки с учетом и без учета влияния экрана земли.

Без учета экранного влияния земли:

с_уа = * (б - б_{0 взл})

Точка 1: б₁ = б_{0 пос} = -9,026^°; с_{уа 1} = 0;

Точка 2: б₂ = 3,98^°; с_{уа 2} = 0,965;

Точка 3: б₃ = 22,5^°; с_{уа 3} = 2,045.

С учетом экранного влияния земли:

с_уз = * (б - б_{0 взл})

Точка 1: б₁ = б_{0 пос} = -9,026; с_{уа 1} = 0;

Точка 2: б₂ = 1,8 с_{уа 2} = 1,617;

Точка 3: б₃ = 18,8^°; с_{уа 3} = 1,307;

Рисунок 2 - Поляры самолёта АН-24

2.2 Расчет и построение поляр самолета

Коэффициент лобового сопротивления самолета находиться по формуле:

с_хб = с_хо + Дс_хр + с_хi + с_хв

где с_хо - коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе (c_уа=0);

Дс_хр - приращение коэффициента профильного сопротивления, вызванного диффузорным эффектом в соединении крыла с фюзеляжем;

с_хi, с_хв - коэффициенты индуктивного и волнового сопротивления самолета.

с_х0 = с_хр +

где с_хр - коэффициент профильного сопротивления;

- коэффициенты сопротивлений от различных местных источников.

2.2.1 Профильное сопротивление самолета

Расчетная формула коэффициента профильного сопротивления:

с_хр = с_хр.ф*_ф.м+к_т.к*(1-_ф)*( с_хр.к+ Дс_хр.к(ф))+к_т.ВО* с_хр.ВО*_ВО+к_т.ГО*( с_хр.ГО+ +Д с_{хр.ГО(ф)})*_ГО+n*к_г.д* с_хр.г.д*_г.д

где с_хр.ф, с_хр.к, с_хр.ВО, с_хр.ГО, с_хр.г.д - коэффициенты профильного сопротивления изолированных фюзеляжа, крыла, горизонтального и вертикального оперения, гондолы двигателя, а также гондолы шасси, подвесного бака и т.п.;

Дс_хр.к(ф), Д с_{хр.ГО(ф)} - коэффициенты дополнительного профильного сопротивления, обусловленного интерференцией крыла и ГО с фюзеляжем;

к_г.д - коэффициент интерференции гондолы двигателя с фюзеляжем или крылом;

к_т.к, к_т.ВО, к_т.ГО - коэффициенты торможения потока перед крылом, ГО и ВО.

n - количество гондол.

Затем необходимо найти профильное сопротивление фюзеляжа и гондол двигателей.

Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа рассчитывается по формуле:

с_хр.ф = с_хр.т.в+

где с_хр.т.в - профильное сопротивление эквивалентного тела вращения;

- сумма приращений коэффициента профильного сопротивления фюзеляжа от сужающейся кормовой части, скошенной кормовой части, влияния фонаря и т.д.

с_хр.т.в = с_f*з_л*з_м*(F_ф/S_ф.м)

где F_ф/S_ф.м - отношение боковой (смоченной) поверхности фюзеляжа к площади миделя;

с_f - коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости;

з_л, з_м - множители определяющие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление фюзеляжа.

F_ф/S_ф.м = 3,8л_ф,

F_ф/S_ф.м = 3,8*7,9= 30,02.

с_f = 0,087(1- _т)/(-1,6)²+1,33_т/;

= V*l_ф/v_Н = М* l_ф*f(Н),

f(Н) = 2,33*(1-6000/12+6000/535)*10⁷= 13 100 235,99553;

= 0,437*16,78*13 100 235,99553 = 96 062 196,52218

_т = (л_н.ф /л_ф + 1,5/(*10^-6 + 5))*(1+0,15),

_т = (3,4/16,78+1.5/(96 062 196,52218*10^-6+5))*(1+0.15)= 0,254.

с_f = 0,087(1- 0,254)/( - 1,6)² + 1,33,

с_f = 0,001.

з_л = 1+0,5(2-_т)/л_ф+1,5/,

з_л = 1+0,5(2-0,254)/16,78+1,5/16,78² = 1,057

з_м = *,

з_м = * =1,8332;

с_хр.т.в = 0,001*1,057*1,8332*30,02= 0,058.

В сумму приращений коэффициента профильного сопротивления входят:

- приращение коэффициента от сужающейся кормовой части

= ,

= = 0,037.

- приращение коэффициента от скоса кормовой части

= ,

= = 0,0391.

- приращение коэффициента от формы фонаря



= 0,038/

= 0,038/ = 0,009

с_хр.ф = 0,037+0,0391+0,009=0,0851

Коэффициент профильного сопротивления гондолы двигателя:

с_хр.г.д = с_{хр.т.в.г.д}+

где с_{хр.т.в.г.д} - профильное сопротивление эквивалентного тела вращения;

- сумма приращений коэффициента профильного сопротивления гондолы двигателя от системы реверса, эксплуатационных и технологических окон и щелей на поверхности гондолы и т.д.

с_{хр.т.в.гд} = с_f*з_л*з_м*(F_г.д/S_г.д)

где F_г.д/S_г.д - отношение боковой (смоченной) поверхности гондолы к площади миделя;

с_f - коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости;

з_л, з_м - множители определяющие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление гондолы двигателя.

F_г.д/S_г.д = 4л_г.д,

F_г.д/S_г.д = 4*1,02= 4,08.

При _т = 0,

с_f = 0,087(1- _т)/(-1,6)²+1,33_т/,

= V*l_г.д/v_Н = М* l_г.д*f(Н),

f(Н) = 2,33*(1-6000/12+6000/535)*10⁷ = 13 100 235,99553;

= 0,437*2,3*13 100 235,99553= 13 167 047;

с_f = 0,087/( - 1,6)² = 0,00286

з_л = 1+0,5*2/л_г.д+1,5/,

з_л = 1+0,5*2/1,02+1,5/1,02² = 3,422.

з_м = *,

з_м = * = 2,057.

с_{хр.т.в.г.д} = 0,00286*3,422*2,057*4,08= 0,082

В сумму приращений коэффициента профильного сопротивления входят:

- приращение от эксплуатационных и технологических окон и щелей на поверхности гондолы

= 0,0140/S_г.д,

= 0.0140/5,25=0,03

- установка ПД воздушного охлаждения или ТВД

= 0,030/S_г.д,

= 0,030/5,25= 0,01.

- система реверса тяги

= 0,1* с_{хр.т.в.г.д}

= 0,1* 0,082= 0,0082.

- обтекателя шасси, расположенные на гондоле двигателя

= 0,03* с_{хр.т.в.г.д}



= 0,03* 0,082= 0,002

с_хр.г.д = с_{хр.т.в.г.д}+

с_хр.г.д = 0,082+ 0,01+ 0,0082+ 0,002= 0,1022.

Далее необходимо провести расчет профильного сопротивления крыла, ГО, ВО и пилона самолета.

Коэффициент профильного сопротивления крыла находится по формуле:

с_хр.к = 2с_f* з_с* з_м

где с_f - коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости; удвоенное значение коэффициента учитывает обтекание верхней и нижней поверхности;

з_с, з_м - множители определяющие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление крыла.

с_f = 0,087(1- _т)/(-1,6)²+1,33_т/

Число вычисляем по средней хорде.

= М* b * f(Н)

f(Н) = 2,33*(1-6000/12+6000/535)*10⁷ = 13 100 235,99553

= 0,437*1,77*13 100 235,99553 = 10 132 901.

На оперении в нормальной схеме самолета, попадающего в аэродинамический след от крыла или в струю от воздушного винта, пограничный слой на поверхности будет полностью турбулентным и в данном случае

_т = 0.

с_f = 0,087(1- 0)/( - 1,6)² + 1,33 = 0,01242

з_с = 1+2 * + 9² *

з_с = 1+2*0,114* + 9*0,114² * = 1,265

з_м =

з_м = = 1,226

с_хр.к = 2с_f* з_с* з_м

с_хр.к = 2*0,01242*1,265*1,226 = 0,038

Коэффициент профильного сопротивления ГО:

с_хр.г.о = 2с_f* з_с* з_м

где с_f - коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости; удвоенное значение коэффициента учитывает обтекание верхней и нижней поверхности;

з_с, з_м - множители определяющие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление ГО.

с_f = 0,087(1- _т)/(-1,6)²+1,33_т/

Число вычисляем по средней хорде.

= М* b * f(Н)

= 0,437*1,77*13 100 235 = 10 132 900

с_f = 0,087(1- 0)/( - 1,6)² + 1,33 = 0,002

з_с = 1+2 * + 9² *

з_с = 1+2*0,114* + 9*0,114² * = 0,254

з_м =

з_м = = 1,226

с_хр.г.о = 2с_f* з_с* з_м

с_хр.г.о = 2*0,002*0,254*1,226 = 0,001

Коэффициент профильного сопротивления ВО:

с_хр.в.о = 2с_f* з_с* з_м

где с_f - коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости; удвоенное значение коэффициента учитывает обтекание верхней и нижней поверхности;

з_с, з_м - множители определяющие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление ВО.

с_f = 0,087(1- _т)/(-1,6)²+1,33_т/

= М* b * f(Н)

= 0,437*1,77*13 100 235 = 10 132 900

с_f = 0,087(1- 0)/( - 1,6)² + 1,33 = 0,002

з_с = 1+2 * + 9² *

з_с = 1+2*0,114* + 9*0,114² * = 1,345

з_м =

з_м = = 1,226

с_хр.в.о = 2с_f з_с з_м

с_хр.в.о = 2 0,002 1,345 1,226= 0,007

2.2.2 Коэффициенты торможения потока

При обдуве части поверхности крыла струей от воздушного винта с двигателем, установленным на фюзеляже, коэффициент, к_т.кр = 1 находим по формуле:

к_т.кр =1+В

к_т.кр = 1 + 0,443 0,46= 1,203

Для ГО коэффициент торможения потока вычисляем так:

к_т.ГО = ( 1 - (1+0,2М²)) (1+ к_в В _ГО.обд)

к_т.ГО = ( 1 - (1+0,2 0,437²)) (1+ 0,75 0,443 0,107) = 0,19

Для ВО: принимаем к_т.ВО = 1.

2.2.3 Дополнительное профильное сопротивление, обусловленное интерференцией частей самолёта

Дс_хр.к(ф) = к_инт с_{хр.к ф} / (1-_ф)

Дс_{хр.ГО(ф)} = к_инт с_{хр.ГО ГО.(ф)}/ (1-_ГО.(ф))

где с_хр.к, с_хр.ГО - коэффициенты профильного сопротивления изолированных крыла и ГО;

к_инт - коэффициент интерференции крыла или оперения с фюзеляжем, равное 0,075.

Для ГО:

Дс_{хр.ГО(ф)} = 0,075 0,002 0,026/(1-0,026) = 0,000004

Для крыла:

Дс_хр.к(ф) = 0,075 0,038 0,13/ (1-0,13) = 0,00043

Для гондол двигателя:

к_г.д = к₁ к₂ к₃

к₁ = 1+ 0,05/( 6²+1) + 8,6 ² exp(-4²)

к₁ = 1+ 0,05/(6 0,19²+1) + 8,6 0,19² exp(-4 0,19²) = 1

Так как на консолях крыла расположено по одной гондоле, то принимаем к₂ = 1.



к₃ = 1+ 0,6л_гд/( л²_гд +16 ²)

к₃ = 1+ 0,6 1,02/( 1,02² +16 0,76²) = 1,059

к_г.д = 1 1 1,059= 1,059

Расчетная формула коэффициента профильного сопротивления:

с_хр = с_хр.ф*_ф.м+к_т.к*(1-_ф)*( с_хр.к+ Дс_хр.к(ф))+к_т.ВО* с_хр.ВО*_ВО+к_т.ГО*( с_хр.ГО+Д с_{хр.ГО(ф)})*_ГО+n*к_г.д* с_хр.г.д*_г.д

с_хр = 0,0851 0,095+1,203 (1-0,13) (0,038+0,00043)+10,007+0,121 (0,001+0,000004) 0,23+ 2 1,059 0,1022 0,141=0,207

2.2.4 Коэффициенты сопротивления от различных местных источников

Для характерных элементов конструкции:

Дс_х = S)/ S

Дс_х = (0,0015+0,0004+0,008+0,0012+0,0016+0,0021)/ 37,2

Дс_х = 0,0004

Для потайной клепки соединения листов обшивки встык при слабовыраженной волнистости:

Дс_х = 0,0006*(1++--)+0,0002*(+n*)

Дс_х = 0,0006*(1+0,23+0,121-0,13-0,026)+0,0002*(0,095+2*0,045)

Дс_х =0,00075

Для щелей:

- между крылом и закрылком или элероном



Дс_х = 0,0005*(1+_зк)*_щ

Дс_х = 0,0005*(1+0,23)* 0,02 = 0,00001

Дс_х = 0,0005*(1+_э)*_щ

Дс_х = 0,0005*(1+0,25)*0,02= 0,000013

- между стабилизатором и рулем высоты

Дс_х = 0,0005*(1+5_р.в)*_го

Дс_х = 0,0005*(1+5*0,27)*0,23 = 0,00027

- между килем и рулем направления

Дс_х = 0,0005*(1+_рн)*_го

Дс_х = 0,0005*(1+0,543)*0,23= 0,00018

Коэффициент дополнительного сопротивления, обусловленный обдувом крыла от воздушного винта определяем по формуле:

Дс_х = n*d* c_xpк(1-2М² + _в / )*_обд

d =

_в = x_в /

В = 2*20000*9,8*(1-0,325/2)/(0,06732**16,8*2*13,5)= 0,0051

d = = 0,0032

_в = 3,145/ = 3,5

Дс_х =2*0,0051*0,038*(1-2*0,437²+3,5/ )*0.452= 0,0028

2.2.5 Индуктивное и дополнительное профильное сопротивление самолёта

Возникновение индуктивного сопротивление связано с образованием вихревой пелены за телом при наличии подъемной силы.

с_xi = А * с²_ya,

где с_ya - коэффициент подъемной силы,

А - коэффициент отвала поляры, рассчитываемый следующим образом

А = 1+ д / р*л * 1/m_к

где д - коэффициент зависящий от распределения циркуляции вдоль размаха крыла;

m_к - параметр, зависящий от формы поперечного сечения фюзеляжа и конфигурации крыло - фюзеляж.

Для фюзеляжа круглого сечения определяем m_к

m_к = [1-у² / (1+ у²*ф²)]²+у²

у = D_ф.м/l

у = 2,12/21= 0,101

ф = 2y_к / D_ф.м

ф = 2*1,04/2,12= 0,98

m_к = [1-0,101² / (1+ 0,101²*0,98²)]²+0,101² = 1,0001

где - y_к расстояние от оси фюзеляжа до бортовой хорды крыла

Коэффициент д определяется геометрией крыла в плане следующим образом:

д = 0.114* д₁* д₂

д₁ = m*(1+0.225m)

д₁ = 6,23*(1+0.225*6,23) = 14,96

д₂ = 0,35 _b²+(6_b+1)

д₂ = 0,35 * 0,31²+(6*0,31+1) = 2,9

...