Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-124 "Руслан"

Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ

РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ

ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМЕНИ АКАДЕМИКА С.П. КОРОЛЕВА

(НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)»

ФАКУЛЬТЕТ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

КАФЕДРА АЭРОГИДРОДИНАМИКИ

Курсовая работа

Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-124 "Руслан"

Выполнил студент группы 1401 Исаев А.Д.

Проверил Фролов В.А.

Самара 2012

Реферат

Курсовой проект.

Пояснительная записка: 77 с., 25 рис., 20 табл., 4 источника.

Графическая документация: 1л. А3.

САМОЛЕТ, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ПОЛЯРЫ, ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ, КПД, АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСКТВО, УГОЛ АТАКИ, ЧИСЛО МАХА

Проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован крупнейший в мире транспортный самолет большой грузоподъемности Ан-124 «Руслан». Подобрана механизация крыла для осуществления взлета. Рассчитаны и построены графики аэродинамических характеристик.

• Содержание
• Введение
• 1. Определение основных геометрических характеристик самолета
• 1.1 Расчет геометрических характеристик крыла
• 1.2 Расчет основных геометрических характеристик фюзеляжа
• 1.3 Оперение
• 1.3.1 Горизонтальное оперение
• 1.3.2 Вертикальное оперение
• 1.4 Мотогондолы двигателей
• 1.5 Пилон мотогондолы
• 2. Подбор профиля крыла и оперения
• 3. Определение критического числа Маха самолета
• 3.1 Расчет критического числа Маха крыла
• 3.2 Расчет критического числа Маха фюзеляжа
• 3.3 Расчет критического числа Маха мотогондолы
• 3.4 Расчет критического числа Маха оперения
• 3.4.1 Расчет критического числа Маха горизонтального оперения
• 3.4.2 Расчет критического числа Маха вертикального оперения
• 4.Расчет докритической поляры
• 4.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла
• 4.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа
• 4.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения
• 4.3.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения
• 4.3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения
• 4.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона
• 4.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы
• 4.6 Пассивное сопротивление самолета
• 4.7 Расчет координат докритической поляры
• 5. Расчет взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла
• 5.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла
• 5.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа
• 5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения
• 5.3.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения
• 5.3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения
• 5.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона
• 5.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы
• 5.6 Расчет координат взлетно-посадочной поляры
• 6. Расчет сетки закритических поляр
• 6.1 Определение коэффициента волнового сопротивления крыла
• 6.2 Определение коэффициента волнового сопротивления фюзеляжа
• 6.3 Определение коэффициента волнового сопротивления мотогондолы
• 6.4 Расчет отвала поляры
• 7. Взлетно-посадочные характеристики самолета
• 7.1 Расчет характеристик подъемной силы
• 7.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла
• 7.1.2 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета
• 7.1.3 Расчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки
• 7.1.4 Влияние близости Земли на режиме взлета
• 7.1.5 Влияние близости Земли на режиме посадки
• 8. Расчет взлетно-посадочных поляр
• 8.1 Расчет взлетно-посадочной поляры без применения механизации
• 8.2 Расчет поляр на взлетном режиме
• 8.3 Расчет поляр на режиме посадки
• 9. Зависимость подъемной силы от угла атаки на режиме взлета
• 10. Расчет полетных характеристик самолета
• 10.1 Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки
• 10.2 Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления от угла атаки
• 10.3 Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки
• 11. Сквозные характеристики самолета
• 11.1 Построение зависимости минимального коэффициента лобового сопротивления от числа Маха
• 11.2 Построение зависимости отвала поляры от числа Маха
• 11.3 Построение зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха K(M)
• 11.4 Построение зависимости производной коэффициента подъемной силы по углу атаки от числа Маха
• Заключение
• Список использованных источников
• Введение
• самолет транспортный сопротивление лобовой
• Объектом исследования является транспортный самолет Ан-124 «Руслан».
• Цель курсовой работы - расчетным путем получить аэродинамические характеристики самолета в заданном диапазоне изменения высот и чисел маха полета. Расчеты производятся на основе поэлементного расчета с использованием экспериментальных зависимостей.
• Метод расчета - поэлементный инженерный расчет аэродинамических характеристик.
• Первый полёт опытный образец самолёта совершил 24 декабря 1982 года в Киеве. На вооружение военно-транспортной авиации СССР самолёт поступил в январе 1987 года, всего было построено 56 машин.
• Самолёт построен по аэродинамической схеме турбореактивного четырёхмоторного высокоплана со стреловидным крылом и однокилевым оперением, оснащён авиадвигателями Д-18Т производства ОАО «Мотор Сич». Имеет две палубы: нижняя палуба - грузовая кабина; верхняя палуба - кабина экипажа, кабина сменного экипажа, кабина сопровождающих до 21 чел. Общий объём грузовой кабины составляет 1050 мі.
• Многостоечное шасси, снабженное 24 колесами, позволяет использовать самолёт с грунтовых взлетно-посадочных полос, а также изменять стояночный клиренс и угол наклона фюзеляжа, что облегчает проведение погрузочно-разгрузочных работ.
• Комплекс десантно-транспортного оборудования, бортовая система автоматизированного контроля технического состояния систем и оборудования на 1000 точек, две вспомогательные силовые установки с электрогенераторами и турбонасосами обеспечивают автономность эксплуатации. Особенностью конструкции самолёта является наличие двух грузовых люков в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, что облегчает и ускоряет процессы загрузки и выгрузки грузов.
• Таблица 1 - Летно-технические характеристики

Модификация	Ан-124
Размах крыла, м	73,3
Длина самолета, м	69,1
Высота самолета, м	21,08
Площадь крыла, м2	628,5
Масса, кг
пустого самолета	173000
максимальная взлетная	402000
Тип двигателя	4 ТРДД Д-18Т + 2 ВСУ ТА-12
Тяга, кгс	2 х 23430
Крейсерская скорость, км/ч	800
Максимальная скорость, км/ч	865
Практическая дальность, км	Без груза: 14400 С грузом 40 тонн:11900 С грузом 120 тонн: 5200 С грузом 150 тонн: 3200
Практический потолок, м	12000
Экипаж, чел	4-7

Рисунок 1 - Самолет Ан-124 «Руслан»

1. Определение основных геометрических характеристик самолета

1.1 Расчет геометрических характеристик крыла

Для определения основных геометрических характеристик крыла используется базовая плоскость крыла, которая определяется как плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярна базовой плоскости самолета.

Основными характеристиками крыла являются:

- относительное удлинение;

- эффективное удлинение;

- относительное сужение;

- стреловидность крыла.

Относительное удлинение оказывает большое влияние на аэродинамические характеристики крыла. Увеличение этого параметра приводит к увеличению несущих характеристик и аэродинамического качества крыла. Оно вычисляется по формуле:

, (1)

где - размах крыла, м;

- площадь крыла,м2.

Значения и приведены в задании.

Сужение влияет на распределение местных коэффициентов подъемной силы по размаху крыла. Увеличение сужения ведет к уменьшению массы крыла, но повышает склонность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки. Сужение крыла определяется по формуле:

, (2)

здесь - центральная хорда крыла, которая определяется непосредственно с чертежа и умножением этого размера на масштабный коэффициент :

- концевая хорда крыла:

,

.

Эффективное удлинение крыла учитывает прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки и определяется по формуле:

(3)

где - относительное удлинение крыла.

Стреловидность крыла характеризуется углом, измеряемым между перпендикуляром к базовой плоскости самолета и линией, соединяющей точки, делящие местные хорды в определенном соотношении.

Различают стреловидность крыла по линиям:

- передней кромки ;

- ј хорд

- середины хорд ;

- задней кромки .

Определение аэродинамических характеристик крыла выполняется на основе поэлементного расчета. С этой целью на крыле выделяются элементы, на основании излома задней кромки (рисунок 2).

Рисунок 2 - Разбитие крыла на участки

Площадь крыла включает площадь подфюзеляжной части. Для ее определения следует продолжить передние и задние кромки крыла до пересечения с базовой плоскостью самолета.

Среднюю хорду каждого участка можно определить методом графического построения (рисунок 3) [2, Рисунок 3].

Рисунок 3 - Нахождение средней хорды участка крыла

;

.

1.2 Расчет основных геометрических характеристик фюзеляжа

В число основных геометрических характеристик фюзеляжа входят:

- площадь миделя, ;

- относительное удлинение;

- относительное удлинение носовой части;

- относительное удлинение хвостовой части;

- площадь омываемой поверхности, .

Площадь миделя фюзеляжа определяется по формуле:

, (4)

где - диаметр фюзеляжа, который определяется непосредственно с чертежа и умножением этого размера на масштабный коэффициент :

Относительное удлинение вычисляется по формуле:

, (5)

где - длина фюзеляжа, .

Относительное удлинение носовой части вычисляется по формуле:

(6)

где - длина носовой части фюзеляжа, .

Относительное удлинение хвостовой части фюзеляжа:

(7)

где - длина хвостовой части фюзеляжа, .

Площадь омываемой поверхности зависит от площади миделя и определяется по формуле:

(8)

1.3 Оперение

В состав оперения входят горизонтальное (стабилизатор) и вертикальное оперение (киль). Определение основных геометрических параметров (площадь, удлинение, сужение, средняя аэродинамическая хорда) производим аналогично крылу.

1.3.1 Горизонтальное оперение

Площадь горизонтального оперения определяется непосредственно с чертежа и умножением этого размера на масштабный коэффициент :

- центральная хорда горизонтального оперения, ;

- концевая хорда горизонтального оперения, ;

- размах горизонтального оперения, .

Все линейные размеры снимаются непосредственно с чертежа.

Удлинение горизонтального оперения:

.

Относительное сужение горизонтального оперения определяется по формуле (2):

.

Стреловидность:

- ;

-

- ;

- .

Определение аэродинамических характеристик горизонтального оперения выполняется на основе поэлементного расчета. С этой целью на горизонтальном оперении выделяются элементы, на основании излома задней кромки (рисунок 5).

Рисунок 5 - Разбитие горизонтального оперения на участки

Площадь горизонтального оперения включает площадь подфюзеляжной части. Для ее определения следует продолжить передние и задние кромки горизонтального оперения до пересечения с базовой плоскостью самолета.

Средняя хорда определяется с помощью геометрического построения. В итоге получаем

;

.

1.3.2 Вертикальное оперение

Площадь вертикального оперения определяется непосредственно с чертежа и умножением этого размера на масштабный коэффициент .

Относительное удлинение вертикального оперения:

.

Сужение вертикального оперения будет равно:

Стреловидность:

- ;

- ;

- .

Определение аэродинамических характеристик вертикального оперения выполняется на основе поэлементного расчета. С этой целью на вертикальном оперении выделяются элементы, на основании излома задней кромки (Рисунок 6).

Рисунок 6-Разбитие вертикального оперения на участки

;

1.4 Мотогондолы двигателей

Форма мотогондол отличается от формы фюзеляжа наличием входных и выходных отверстий для воздушного потока, поэтому чтобы использовать расчетные формулы для определения геометрических параметров, необходимо построить фиктивное тело мотогондолы (рисунок 7). В этом случае носовая часть фиктивного тела получается путем скругления образующих мотогондолы, хвостовая часть получается продолжением образующих до пересечения с осью симметрии в одной точке.

Рисунок 7 - Основные размеры мотогондолы

Определение основных геометрических характеристик мотогондолы ведем аналогично фюзеляжу. Для этого определим фиктивный диаметр мотогондолы. Площадь миделя мотогондолы берется с чертежа. Тогда получаем:,

.

Относительное удлинение мотогондолы вычисляется аналогично удлинению фюзеляжа по формуле (6):

.

где - длина фиктивного тела мотогондолы, .

Относительное удлинение носовой части мотогондолы вычисляется по формуле (7):

.

где - длина носовой части мотогондолы, .

Относительное удлинение хвостовой части мотогондолы вычисляется по формуле (8):

.

где - длина хвостовой части мотогондолы, .

Площадь омываемой поверхности мотогондолы равна:

. (9)

1.6 Пилон мотогондолы

Предназначение пилона состоит в креплении двигательной установки самолета и передаче всех силовых факторов с ее стороны на конструкцию самолета. Пилон, как и крыло, набирается их аэродинамических профилей.

В число основных геометрических характеристик пилона входят:

- - корневая хорда, м;

- - концевая хорда, м;

- - ширина пилона, м.

Рисунок 8 - Основные размены пилона

Эти параметры берутся с чертежа и равны:

;

;

;

Определение аэродинамических характеристик пилона мотогандолы выполняется на основе поэлементного расчета. С этой целью на пилоне выделяются элементы, на основании излома задней кромки (рисунок 9).

Рисунок 9-Разбитие пилона на участки

.

2. Подбор профиля крыла и оперения

При выборе профиля крыла и оперения будем ориентироваться по скорости самолета на крейсерском режиме полета. Скорость крейсерского полета, отнесенная к скорости звука на высоте крейсерского полета, дает число маха на данном режиме:

, (10)

где - скорость крейсерского полета, ;

- скорость звука на высоте крейсерского полета, .

Значение выбирается из стандартной атмосферы в зависимости от высоты , которое найдем по формуле:

, (11)

где - практический потолок самолета-прототипа, км.

Округлим полученное значение до ближайшего значения из стандартной атмосферы. Примем . Тогда для данной высоты:

;

;

.

Тогда получаем:

С учетом того, что , принимаем для крыла профиль NACA-23011 [4], для пилонов, горизонтального и вертикального оперения симметричный профиль NACA - 0006 [3].

3. Определение критического числа Маха самолета

За расчетное критическое число Маха самолета принимается минимальное значение критических чисел маха отдельных агрегатов самолета:

. (12)

3.1 Расчет критического числа Маха крыла

(13)

где - коэффициент подъемной силы крыла, берется из [2];

- поправка на удлинение, берется из [2, рисунок 8];

- поправка на стреловидность, берется из [2, рисунок 9].

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

, (14)

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

- максимальная взлетная масса, ;

- масса топлива, ;

- ускорение свободного падения, ;

- характерная площадь (в данном случае площадь крыла с подфюзеляжной частью), .

Поправочные коэффициент, так как крыло большого удлинения;

Тогда:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

Выполнив расчет критического числа Маха шесть раз, делаю вывод, что с точностью итерации сходятся и в качестве конечного значения критического числа Маха беру , таким образом .

3.2 Расчет критического числа Маха фюзеляжа

Критическое число Маха фюзеляжа рассчитывается по формуле

. (15)

Принимаем .

3.3 Расчет критического числа Маха мотогондолы

Критическое число Маха мотогондолы вычисляется аналогично фюзеляжу.

Принимаем .

3.4 Расчет критического числа Маха оперения

Расчет критического числа Маха оперения производится по формуле (13) при . В формулу (13) следует подставлять и , а поправки и определяются по [2, рисунок 8; рисунок 9] соответственно для удлинения и стреловидности горизонтального и вертикального оперения.

3.4.1 Расчет критического числа Маха горизонтального оперения

Поправочные коэффициенты , так как ГО большого удлинения;

Принимаем .

3.4.2 Расчет критического числа Маха вертикального оперения

Поправочные коэффициенты для ; для .

Принимаем .

Критическое число Маха самолета получилось равным

Критическая скорость равна

За расчетную скорость , по которой проводится дальнейший расчет, принимается меньшая из сравниваемых

(16)

Поэтому .

4. Расчет докритической поляры

Расчет докритической поляры производится при числах Маха меньше критических. Уравнение поляры имеет вид

, (17)

где - минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета;

- коэффициент индуктивного сопротивления;

- коэффициент подъемной силы, принимаемый для транспортных и пассажирских самолетов в пределах от 0,1 до 0,15 и для маневренных самолетов принимается равным нулю.

Из выражения формулы (17) видим, что для построения докритической поляры необходимо вычислить минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета, в который кроме прочих величин также входят коэффициенты минимального лобового сопротивления отдельных агрегатов самолета.

4.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла зависит от значения числа Рейнольдса

, (18)

где - расчетная скорость, м/с;

- средняя хорда крыла, м;

- кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, .

Для каждого участка крыла определяется число Рейнольдса по средней хорде данного участка. 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

, (19)

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

- относительная средняя хорда предкрылка;

Рассмотрим первый подфюзеляжный участок крыла. , число Рейнольдса будет равно

Рассмотрим второй участок крыла .

Для продолжения расчетов необходимо найти среднюю величину по формуле

, (21)

где , - удвоенные коэффициенты суммарного сопротивления трения плоской пластинки для участков крыла;

- площади участков, ;

S - площадь крыла, .

Профильное сопротивление крыла определяется по формуле

При определении пассивного сопротивления крыла учитывается взаимное влияние крыла и фюзеляжа, а также наличие щелей

(22)

где - коэффициент интерференции выбирается в зависимости от расположения крыла;

- относительная суммарная длина (размах) щелей на крыле - отношение суммарной длины щелей к размаху крыла l.

Так как схема расположения крыла самолета представляет высокоплан, то коэффициент интерференции принимаем .

Относительная суммарная длина щелей для крейсерского режима полета равна отношению суммарной длины щелей элеронов к размаху крыла.

4.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

Пассивное сопротивление фюзеляжа определяется формулой

, (23)

где - коэффициент суммарного сопротивление трения плоской пластинки, находящейся в зависимости от числа Рейнольдса и величины ;

- поправка, учитывающая влияние удлинения фюзеляжа на трение;

- поправка, учитывающая влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа;

- поправка, учитывающая отклонение носовой части фюзеляжа от формы тела вращения [3, таблица П3.2].

Число Рейнольдса для фюзеляжа определяется по следующей формуле

; (24)

.

Для определения по графику удвоенного коэффициента сопротивления трения плоской пластинки будем использовать . Тогда .

Поправку, учитывающую влияние удлинения фюзеляжа на трение определим из графика функции [2, рисунок 11] Поправку, учитывающую влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа определим из графика функции [2, рисунок 12]. - поправка, учитывающая отклонение носовой части фюзеляжа от формы тела вращения [3, Таблица П3.2]. Геометрические характеристики фюзеляжа были вычислены в первом разделе данной работы.

.

4.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения

Профильное сопротивление оперения определяется как и для крыла по формуле (22). Влияние щелей и сопротивление интерференции учитывается величиной и введением в расчет всей подкилевой части оперения

. (25)

4.3.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения

Расчет проводим аналогично расчету для крыла. Делим горизонтальное оперение на участки и для каждого участка находим удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки. Величина определяется по графику как функция числа Рейнольдса и относительной координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный

. (26)

Рассмотрим первый участок горизонтального оперения. Так как , то число Рейнольдса будет равно

Рассмотрим второй участок горизонтального оперения.

Для продолжения расчетов необходимо найти среднюю величину по формуле

(27)

где ,- удвоенные коэффициенты суммарного сопротивления трения плоской пластинки для участков ГО;

- площади участков, ;

S - площадь ГО, .

Профильное сопротивление ГО определяется по формуле

Тогда минимальный коэффициент лобового сопротивления для горизонтального оперения примет вид

. (28)

4.3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения

Расчет проводим аналогично расчету для крыла. Делим киль на три участка и для каждого участка находим удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки.

Рассмотрим первый участок вертикального оперения. Так как , то число Рейнольдса будет равно

Тогда минимальный коэффициент лобового сопротивления для вертикального оперения примет вид

. (30)

4.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы

Пассивное сопротивление мотогондолы определяется формулой

, (33)

где - коэффициент суммарного сопротивление трения плоской пластинки, находящейся в зависимости от числа Рейнольдса и величины ;

- поправка, учитывающая влияние удлинения мотогондолы на трение;

- поправка, учитывающая влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения мотогондолы;

- поправка, учитывающая отклонение носовой части мотогондолы от формы тела вращения.

Число Рейнольдса для мотогондолы определяется по следующей формуле

; (34)

.

.

Поправку, учитывающую влияние удлинения мотогондолы на трение определим из графика функции [2] Поправку, учитывающую влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения мотогондолы определим из графика функции [2]. Геометрические характеристики мотогондолы были вычислены в первом разделе данной работы.

4.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона

Расчет проводим аналогично расчету для крыла. Делим пилон на участка и для каждого участка находим удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки.

Рассмотрим пилон. Так как , то число Рейнольдса будет равно

Профильное сопротивление пилона определяется по формуле

Тогда минимальный коэффициент лобового сопротивления для пилона примет вид

. (32)

4.6 Пассивное сопротивление самолета

Пассивное сопротивление самолета складывается из пассивных сопротивлений составных его частей, для этого составим сводку лобовых сопротивлений в виде таблицы 1.

Величина пассивного сопротивления рассчитывается по формуле

. (35)

Таблица 1 - Сводка лобовых сопротивлений

Наименование части самолета	Кол-во n, шт	Площадь в плане или миделя	Коэффициент лобового сопротивления		, %
1 Крыло	1	628,5		3,33	22,32
2 Фюзеляж	1	104,76		6,50	43,52
3 ГО	1	198		1,52	10,18
4 ВО	1	97,036		0,72	4,81
5 Пилон	4	12		0,36	2,38
6 Мотогондола	4	9,075		2,50	16,78
				14,92

Пассивное сопротивление самолета

4.7 Расчет координат докритической поляры

Максимальный коэффициент подъемной силы до которого строится поляра определяется как

(36)

где - коэффициент, показывающий зависимость максимального коэффициента подъемной силы от удлинения крыла и числа Маха полета;

- коэффициент, зависящий от сужения крыла [2, Таблица 4];

- угол стреловидности крыла по передней кромке, град.

Коэффициент берется из графических зависимостей характеристики профиля и равен .

Координаты точек поляры рассчитываются по формуле (17). Коэффициент подъемной силы принимаем равный . Эффективное удлинение крыла , учитывающее прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки и равно .

Тогда уравнение для расчета координат докритической поляры примет вид

. (37)

Расчет координат оформим в виде таблицы 2.

Таблица 2 - Координаты точек докритической поляры

Cxa	Cya
0,0254	0
0,0249	0,1
0,0254	0,2
0,0267	0,3
0,0290	0,4
0,0321	0,5
0,0362	0,6
0,0412	0,7
0,0471	0,8
0,0538	0,9
0,0615	1

По полученным точкам строим докритическую поляру. Верхняя часть поляры от точки до строится методом ручной аппроксимации. Точка определяется по формуле

. (38)

Докритическая поляра представлена на рисунке 10.

Рисунок 10 - Докритическая поляра

5. Расчет взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла

Расчет пассивного сопротивления самолета и координат точек поляры проводится в той же последовательности, что и расчет докритической поляры для . Однако в расчете взлетно-посадочной поляры есть одна особенность: вследствие отсутствия данных о взлетно-посадочной скорости самолета-прототипа, принимаем число Маха на взлете и посадке, равное . Отсюда находим, что взлетно-посадочная скорость равна . Расчетная высота Н приравнивается к нулевой, соответственно для этой высоты выбираются другие данные из стандартной атмосферы. Во всем остальном расчет подобен расчету для докритических скоростей самолета. Максимальный коэффициент подъемной силы для взлетно-посадочного режима получает обозначение . Построение взлетно-посадочной поляры аналогично построению докритической поляры.

Для высоты :

- скорость звука;

- плотность воздуха;

.

5.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Рассмотрим первый подфюзеляжный участок крыла. , число Рейнольдса будет равно

Рассмотрим второй участок крыла .

Для продолжения расчетов необходимо найти среднюю величину по формуле (21)

Профильное сопротивление крыла определяется по формуле

Для определения пассивного сопротивления крыла воспользуемся формулой (22). Относительная суммарная длина щелей для крейсерского режима полета равна отношению суммарной длины щелей элеронов.

5.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

Пассивное сопротивление фюзеляжа определяется формулой (23).

Число Рейнольдса для фюзеляжа определяется следующим образом

.

Для определения по графику удвоенного коэффициента сопротивления трения плоской пластинки будем использовать . Тогда .

Поправку, учитывающую влияние удлинения фюзеляжа на трение определим из графика функции [2] Поправку, учитывающую влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа определим из графика функции [2]. Геометрические характеристики фюзеляжа были вычислены в первом разделе данной работы.

.

5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения

5.3.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения

Рассмотрим первый участок горизонтального оперения. Так как , то число Рейнольдса будет равно

Рассмотрим второй участок горизонтального оперения.

Для продолжения расчетов необходимо найти среднюю величину по формуле (27)

Профильное сопротивление ГО определяется по формуле

Тогда минимальный коэффициент лобового сопротивления для горизонтального оперения определяется по формуле (28)

5.3.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления вертикального оперения

Рассмотрим первый участок вертикального оперения. Так как , то число Рейнольдса будет равно

Профильное сопротивление ВО определяется по формуле

Тогда минимальный коэффициент лобового сопротивления для вертикального оперения примет вид

5.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона

Рассмотрим первый участок пилона. Так как , то число Рейнольдса будет равно

Профильное сопротивление пилона определяется по формуле

Тогда минимальный коэффициент лобового сопротивления для пилона примет вид

5.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы

Число Рейнольдса для мотогондолы определяется следующим образом

.

.

Поправку, учитывающую влияние удлинения мотогондолы на трение определим из графика функции [2] Поправку, учитывающую влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения мотогондолы определим из графика функции [2]. Геометрические характеристики мотогондолы были вычислены в первом разделе данной работы.

.

Пассивное сопротивление самолета

Пассивное сопротивление самолета складывается из пассивных сопротивлений составных его частей, для этого составим сводку лобовых сопротивлений в виде таблицы 3.

Величина пассивного сопротивления рассчитывается по формуле (35)

Таблица 3 - Сводка лобовых сопротивлений

Наименование части самолета	Кол-во n, шт	Площадь в плане или миделя	Коэффициент лобового сопротивления		, %
1 Крыло	1	628,5	0,00503	3,16	21,46
2 Фюзеляж	1	104,76	0,063	6,60	44,79
3 ГО	1	198	0,0076	1,50	10,21
4 ВО	1	97,036	0,007	0,68	4,61
5 Пилон	4	12	0,00728	0,35	2,37
6 Мотогондола	4	9,075	0,0672	2,44	16,56
				14,73

Пассивное сопротивление самолета

5.6 Расчет координат взлетно-посадочной поляры

Максимальный коэффициент подъемной силы, до которого строится поляра, определяется по формуле (36)

Координаты точек поляры рассчитываются по формуле (17). Коэффициент подъемной силы принимаем равный . Эффективное удлинение крыла , учитывающее прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки и равно .

Тогда уравнение для расчета координат взлетно-посадочной поляры примет вид

.

Расчет координат оформим в виде таблицы 4.

Таблица 4 - Координаты точек взлетно-посадочной поляры

Cya	Cxa
0,0	0,0251
0,1	0,0246
0,2	0,0251
0,3	0,0264
0,4	0,0287
0,5	0,0318
0,6	0,0359
0,7	0,0409
0,8	0,0468
0,9	0,0535
1,0	0,0612
1,1	0,0698
1,2	0,0793
1,24	0,0834

По полученным точкам строим взлетно-посадочную поляру. Верхняя часть поляры от точки до строится методом ручной аппроксимации. Точка определяется по формуле (38)

Взлетно-посадочная поляра представлена на рисунке 11.

Рисунок 11 - Взлетно-посадочная поляра

6. Расчет сетки закритических поляр

При числе Маха полета большом критического числа Маха самолета возникает дополнительное волновое сопротивление, вызываемое появлением скачков уплотнения. В таком случаи общее сопротивление самолета определяется как сумма волнового сопротивления и сопротивления на докритическом режиме полета

(39)

Каждому числу М соответствует своя поляра. В данной работе закритические поляры будем рассчитывать в диапазоне с шагом . Наибольшее значение числа М примем равным .

;

.

Волновое сопротивление складывается из пассивного волнового сопротивления (при и индуктивно-волнового, зависящего от коэффициента подъемной силы , сопротивлений

. (40)

Тогда формула общего сопротивления самолета принимает вид

(41)

где - отвал поляры.

Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета вычисляется по приближенной формуле

(42)

где - коэффициент волнового сопротивления крыла;

- коэффициенты волнового сопротивления фюзеляжа и мотогодолы двигателя соответственно;

n - количество мотогондол двигателя.

6.1 Определение коэффициента волнового сопротивления крыла

Коэффициент волнового сопротивления крыла определяется следующим образом

, (43)

где - относительная площадь скользящей части крыла, определяется по номограмме [2, рисунок 13];

- коэффициент волнового сопротивления прямого крыла, значение снимается с графика [3, рисунок 4.5];

- коэффициент волнового сопротивления скользящего крыла, значение снимается с графика [3, рисунок 4.5].

Эффективные значения числа Маха и относительной толщины профиля определяются по формулам

; (44)

. (45)

Из графика [2, Рисунок 14] .

Расчет значений представим в виде таблицы (Таблица 5)

Таблица 5 - Расчет коэффициента волнового сопротивления крыла

0,65	0,548	0,13	0	0	0
0,7	0,590	0,13	0	0	0
0,75	0,632	0,13	0	0	0
0,8	0,675	0,13	0,005	0	0,000625
0,85	0,717	0,13	0,018	0	0,00225
0,9	0,759	0,13	0,035	0	0,004375

6.2 Определение коэффициента волнового сопротивления фюзеляжа

Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле

, (46)

где - максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа для ;

- функция переменной , снимается по графику [2, Рисунок 15].

Максимальный коэффициент волнового сопротивления вычисляют по формуле

, (47)

где - относительное удлинение хвостовой части фюзеляжа.

Переменная находится по формуле

(48)

где - критическое число Маха для фюзеляжа.

.

Результаты расчетов приведены в таблице 6.

Таблица 6 -Расчет коэффициента волнового сопротивления фюзеляжа

0,65	-0,571	0	0
0,7	-0,429	0	0
0,75	-0,286	0	0
0,8	-0,143	0	0
0,85	0,000	0	0
0,9	0,143	0,2	0,0348

6.3 Определение коэффициента волнового сопротивления мотогондолы

Расчет коэффициента волнового сопротивления мотогондолы проводят аналогично расчету коэффициента для фюзеляжа.

.

Результаты расчетов приведены в таблице 7.

Таблица 7 - Расчет коэффициента волнового сопротивления мотогондолы

0,65	0,083	0,18	0,03
0,7	0,167	0,32	0,053
0,75	0,250	0,49	0,081
0,8	0,333	0,6	0,1
0,85	0,417	0,71	0,118
0,9	0,500	0,8	0,133

Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета вычисляется по приближенной формуле (42). Результаты расчетов приведены в таблице 8.

Таблица 8 - Расчет коэффициента пассивного волнового сопротивления самолета

0,65	0,0017	0,0266
0,7	0,0031	0,028
0,75	0,0047	0,0296
0,8	0,0067	0,0316
0,85	0,0101	0,035
0,9	0,0184	0,0433

6.4 Расчет отвала поляры

Расчет отвала поляры производится в следующей последовательности.

Определяется увеличение отвала поляры

, (49)

где - - прирост отвала поляры прямого крыла, определяется по действительным значениям ;

- прирост отвала поляры прямого крыла, определяется по действительным значениям ;

-эффективный коэффициент подъемной силы крыла.

Получив значения увеличения отвала поляры , определяют полную величину отвала поляры

(50)

Результаты расчетов приведены в таблице 9

Таблица 9 - Расчет отвала поляры при закритических числах Маха

0,65
0,769	0,648	0	0,00	0	0	0	0,045
0,758	0,639	0,1	0,08	0	0	0	0,045
0,738	0,622	0,2	0,17	0	0	0	0,045
0,711	0,600	0,3	0,25	0	0	0	0,045
0,680	0,573	0,4	0,34	0	0	0	0,045
0,645	0,544	0,5	0,42	0,0016	0,0012	0,0012	0,046
0,605	0,510	0,6	0,51	0,0141	0,0107	0,0104	0,055
0,7
0,769	0,648	0	0,00	0	0	0	0,045
0,758	0,639	0,1	0,08	0	0	0	0,045
0,738	0,622	0,2	0,17	0	0	0	0,045
0,711	0,600	0,3	0,25	0	0	0	0,045
0,680	0,573	0,4	0,34	0,0068	0,0051	0,0050	0,050
0,645	0,544	0,5	0,42	0,0180	0,0136	0,0132	0,058
0,605	0,510	0,6	0,51	0,0297	0,0227	0,0219	0,067
0,75
0,769	0,648	0	0,00	0	0	0	0,045
0,758	0,639	0,1	0,08	0	0	0	0,045
0,738	0,622	0,2	0,17	0,0044	0,0032	0,0032	0,048
0,711	0,600	0,3	0,25	0,0138	0,0102	0,0100	0,055
0,680	0,573	0,4	0,34	0,0239	0,0178	0,0174	0,062
0,645	0,544	0,5	0,42	0,0344	0,0259	0,0252	0,070
0,605	0,510	0,6	0,51	0,0454	0,0346	0,0335	0,078
0,8
0,769	0,654	0	0	0,0119	0,0086	0,0084	0,053
0,758	0,644	0,1	0,085	0,0158	0,0115	0,0113	0,056
0,738	0,627	0,2	0,17	0,0228	0,0167	0,0163	0,061
0,711	0,604	0,3	0,255	0,0316	0,0233	0,0228	0,068
0,680	0,578	0,4	0,34	0,0410	0,0306	0,0298	0,075
0,645	0,548	0,5	0,425	0,0508	0,0383	0,0372	0,082
0,605	0,515	0,6	0,51	0,0610	0,0465	0,0450	0,09
0,85
0,769	0,654	0	0	0,0310	0,0225	0,0220	0,067
0,758	0,644	0,1	0,085	0,0347	0,0252	0,0247	0,070
0,738	0,627	0,2	0,17	0,0412	0,0301	0,0295	0,074
0,711	0,604	0,3	0,255	0,0493	0,0365	0,0356	0,081
0,680	0,578	0,4	0,34	0,0580	0,0433	0,0422	0,087
0,645	0,548	0,5	0,425	0,0671	0,0506	0,0492	0,094
0,605	0,515	0,6	0,51	0,0766	0,0584	0,0566	0,102
0,9
0,769	0,654	0	0	0,0502	0,0363	0,0356	0,081
0,758	0,644	0,1	0,085	0,0536	0,0390	0,0382	0,083
0,738	0,627	0,2	0,17	0,0595	0,0436	0,0426	0,088
0,711	0,604	0,3	0,255	0,0671	0,0496	0,0484	0,093
0,680	0,578	0,4	0,34	0,0751	0,0561	0,0546	0,100
0,645	0,548	0,5	0,425	0,0835	0,0630	0,0611	0,106
0,605	0,515	0,6	0,51	0,0923	0,0704	0,0682	0,113

Общее сопротивление рассчитаем по формуле (43) и результаты сведем в таблицу 10.

Таблица 10 - Сводка лобовых сопротивлений самолета

Число Маха М	Коэффициент подъемной силы
	0	0,1	0,2

Страница:

•  1 
•  2 
курсовая работа "Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-124 "Руслан"" скачать



Подобные документы

• Исследование аэродинамических характеристик самолета "Цикада" с помощью программы Tornado

  Описание метода дискретных вихрей и исследование аэродинамических характеристик самолета "Цикада" с помощью программы Tornado. Построение поляры крыла и расчет коэффициентов отвала в зависимости от угла отклонения закрылка. Влияние разбивки на результат.
  
  курсовая работа [798,0 K], добавлен 04.05.2011
  

• Расчет поляры дозвукового самолета

  Основные этапы построения поляры самолета. Особенности определения коэффициента лобового сопротивления оперения, фюзеляжа и гондол двигателей. Анализ коэффициента индуктивного сопротивления, характеристика построения графика зависимости, значение поляры.
  
  курсовая работа [3,5 M], добавлен 19.02.2013
  

• Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

  Расчет основных геометрических и аэродинамических параметров легкого одномоторного спортивного самолета "T-30 Katana"; построение зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки и поляры для взлетного, крейсерского и посадочного режимов полёта.
  
  курсовая работа [274,5 K], добавлен 21.11.2010
  

• Оптимизация аэродинамических характеристик крыла в условиях стохастической неопределенности

  Выбор сечений крыла, в которые устанавливаются профили. Нейронная сеть как генератор геометрий и аппроксиматор аэродинамических характеристик крыла. Универсальный аппроксиматор в многомерном пространстве. Блок схема алгоритма робастной оптимизации крыла.
  
  дипломная работа [1,2 M], добавлен 19.07.2014
  

• Поляры транспортного самолёта

  Методика определения аэродинамических характеристик летательных аппаратов. Расчет зависимости между аэродинамическими коэффициентами и полярами самолета для различных режимов полета. Построение взлетных, посадочных, крейсерских кривых и полетных поляр.
  
  курсовая работа [417,7 K], добавлен 05.05.2015
  

• Оптимизация аэродинамических характеристик крыла в условиях стохастической неопределенности

  Описание геометрии и фиксированных параметров крыла, параметров, изменяемых при оптимизации. Модельная задача оптимизации формы крыла в условиях стохастической неопределенности параметров набегающего потока. Анализ аэродинамических характеристик крыла.
  
  дипломная работа [1,1 M], добавлен 09.07.2014
  

• Исследование аэродинамических характеристик овальной трехщелевой траловой доски

  Исследование общей схемы овальных трехщелевых траловых досок и тралового лова. Анализ технических характеристик аэродинамической трубы AT-12. Изучение изменения коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы, в зависимости от различных углов атаки.
  
  курсовая работа [2,2 M], добавлен 15.12.2013
  

• Расчет сверхзвукового обтекания заостренных тел вращения

  Обтекание летательных аппаратов как часть раздела аэродинамики. Важность этих характеристик для оценки аэродинамических свойств. Расчет распределения диполей на цилиндрическом корпусе, имеющем заостренную головную часть с параболической образующей.
  
  контрольная работа [2,2 M], добавлен 10.12.2009
  

• Расчет акустики в Ansys CFX

  Принцип и порядок расчета в программе ANSYS CFX. Определение аэродинамических характеристик профиля. Особенности модели расчета вращения лопасти. Расчет на звук для лопастей: без законцовки, с законцовкой типа линглетта, горизонтальной законцовкой.
  
  курсовая работа [3,5 M], добавлен 11.11.2013
  

• Коэффициент лобового сопротивления корпуса бескрылого ЛА при сверхзвуковых скоростях и вариации одного из его геометрических параметров

  Численный расчет коэффициента лобового сопротивления при осесиметричном обтекании корпуса бескрылого летательного аппарата, совершающего полет в атмосфере на высотах до 80 км, при вариации размеров некоторых элементов форм головной или кормовой частей.
  
  контрольная работа [370,3 K], добавлен 12.09.2012
  

• Расчет технических показателей электрических двигателей

  Расчет пусковых характеристик двигателя постоянного тока с параллельным возбуждением. Определение сопротивления включаемого в якорную цепь и дополнительного сопротивления динамического торможения. Расчет и схема пускового реостата асинхронного двигателя.
  
  задача [260,0 K], добавлен 30.01.2011
  

• Расчет сушильной установки

  Материальный и тепловой балансы процесса сушки. Технические параметры сушилки. Расчет параметров горения топлива, удельных и часовых расходов теплоты и теплоносителя на процесс сушки. Подбор циклонов и вентиляторов, расчет аэродинамических сопротивлений.
  
  курсовая работа [172,6 K], добавлен 24.06.2014
  

• Электротехника

  Определение эквивалентной емкости схемы и энергии, запасенной ею. Расчет эквивалентного сопротивления и токов. Описание основных характеристик магнитного поля. Расчет тока в электрической лампочке и сопротивления ее нити накала, при подключении сеть 220В.
  
  контрольная работа [32,4 K], добавлен 17.10.2013
  

• Исследование электромеханических свойств и характеристик электропривода с асинхронным двигателем

  Расчет и построение механической характеристики АД по паспортным данным, сбор и исследование его электрической схемы. Расчет основных механических характеристик: номинального и критического скольжения, угловой частоты вращения, пускового момента.
  
  лабораторная работа [26,4 K], добавлен 12.01.2010
  

• Баллистическая задача в случае нелинейной зависимости силы сопротивления от скорости

  Баллистика движения материальной точки в случае нелинейной зависимости силы сопротивления от скорости. Зависимости коэффициента лобового сопротивления от числа Рейнольдса для шара и тонкого круглого диска. Расчет траектории движения и силы сопротивления.
  
  статья [534,5 K], добавлен 12.04.2015
  

• Расчет и проектирование электромагнита постоянного тока

  Определение и обоснование геометрических размеров проектируемого электромагнита. Расчет параметров магнитной цепи, коэффициента возврата. Расчет статических и динамической тяговых характеристик, а также времени срабатывания устройства и обмотки.
  
  курсовая работа [2,4 M], добавлен 14.12.2014
  

• Расчет электрических LC-фильтров по рабочим параметрам

  Аппроксимация частотной характеристики рабочего ослабления фильтра. Переход от нормированной схемы ФНЧ-прототипа к схеме заданного фильтра. Расчет характеристик фильтра аналитическим методом. Расчет и построение денормированных частотных характеристик.
  
  курсовая работа [444,5 K], добавлен 04.12.2021
  

• Исследование частотных и переходных характеристик линейного активного четырехполюсника (фильтра)

  Вывод операторных передаточных функций. Составление системы уравнений в матричной форме на базе метода узловых потенциалов для вывода функции коэффициента передачи по напряжению. Расчет и построение карты особых точек, частотных, переходных характеристик.
  
  курсовая работа [488,5 K], добавлен 07.06.2012
  

• Расчет конвективного охлаждения стенки камеры жидкостно-ракетного двигателя

  Определение расхода охладителя для стационарного режима работы системы и расчет температуры поверхностей стенки со стороны газа и жидкости. Расчет линейной плотности теплового потока, сопротивления теплопроводности, характеристик системы теплоотвода.
  
  курсовая работа [235,2 K], добавлен 02.10.2011
  

• Расчет параметров электрической тяги

  Принципиальная электрическая схема электровоза. Расчет сопротивления реостата и шунтирующих резисторов; скоростных и электротяговых характеристик электровоза постоянного тока при реостатном регулировании на последовательном и параллельном соединениях.
  
  контрольная работа [357,0 K], добавлен 13.03.2013
  

Другие документы, подобные "Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-124 "Руслан""

• главная
• рубрики
• по алфавиту
• вернуться в начало страницы
• вернуться к началу текста
• вернуться к подобным работам