Рисунок 19 - Взлетно-посадочные поляры

9. Зависимость подъемной силы от угла атаки на режиме взлета

В этом разделе построим график зависимости подъемной силы от угла атаки для механизированного крыла на взлетном режиме с учетом влияния земли.

Формула для расчета подъемной силы имеет вид

. (69)

Кривая состоит из двух частей: линейной и криволинейной. График строится до максимального значения , определяемого как

, (70)

где - максимальный коэффициент подъемной силы для механизированного крыла на взлетном режиме с учетом влияния земли.

Тогда с учетом того, что , получаем

.

Линейный участок строится до значения , через две точки: при , ; при,. Криволинейный участок изображается приближенно от руки.

График зависимости подъемной силы для механизированного крыла на взлетном режиме с учетом влияния земли представлен на рисунке 20.

Допустимая подъемная сила на режиме взлета превышает силу тяжести самолета при максимальной взлетной массе на 13 %. Это означает, что при выбранной механизации крыла и скорости самолет сможет оторваться от ВПП и реализовать взлет.

Рисунок 20 - Зависимость подъемной силы от угла атаки на взлете

10. Расчет полетных характеристик самолета

10.1 Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки

Из графических зависимостей для профиля крыла определим величину производной коэффициента подъемной силы по углу атаки для числа Маха крейсерского полета. При , . Произведем пересчет полученной величины по формуле (51)

Определим производную для крыла конечного размаха по формуле (52)

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки строится по уравнению (53)

- - первая точка;

- - вторая точка.

В данного профиля

Расчет сводится в таблицу 14.

10.2 Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления от угла атаки

Координаты точек кривой рассчитываются по полученным в предыдущем подразделе значениям коэффициента подъемной силы . Этот расчет выполнен в предыдущем разделе и оформлен в виде таблицы 14. Перепишем значения коэффициента в таблицу 16.

10.3 Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки

Расчет координат точек зависимости аэродинамического качества производится по формуле

, (63)

где значения и принимаются для соответствующих углов атаки/

Для наглядности результат расчетов зависимости также занесем в таблицу 16.

Таблица 16 - Зависимости коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления и аэродинамического качества от угла атаки

Графики зависимостей , и построены на рисунке 21. Из данных графиков видно, что оптимальный угол атаки при полете на крейсерском режиме для рассчитываемого самолета составляет , также видно что максимальное аэродинамическое качество . Критический угол атаки равен .

Рисунок 21 - Полетные характеристики самолета ()

11. Сквозные характеристики самолета

11.1 Построение зависимости минимального коэффициента лобового сопротивления от числа Маха

Координаты кривой выбираем из предыдущих разделов курсового проекта для каждого числа маха. Выбранные значения представлены в таблице 17.

Таблица 17 - Координаты зависимости минимального лобового сопротивления от числа Маха

На рисунке 22 представлен график зависимости .

Рисунок 22 - Зависимость минимального лобового сопротивления от числа Маха

11.2 Построение зависимости отвала поляры от числа Маха

Значения В для соответствующего числа Маха выбираем из предыдущих разделов для значения .

Для числа Маха взлетно-посадочного режима полета отвал поляры определяется по упрощенной формула

. (71)

Координаты зависимости B(M) сводим в таблицу 18.

Таблица 18 - Координаты зависимости отвала поляры от числа Маха B(M)

На рисунке 23 представлен график зависимости .

Рисунок 23 - Зависимость отвала поляры от числа Маха

11.3 Построение зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха K(M)

Расчет максимального аэродинамического качества ведется для соответствующего числа Маха полета по формуле

. (72)

Результаты расчета приведены в таблице 19.

Таблица 19 - Координаты аэродинамического качества от числа Маха К(M)

На рисунке 24 представлен график зависимости .

Рисунок 24 - Зависимость максимального аэродинамического качества от числа Маха

11.4 Построение зависимости производной коэффициента подъемной силы по углу атаки от числа Маха -

Значения для соответствующего числа Маха выбираем из предыдущих разделов.

Координаты зависимости представим в виде таблицы 20.

Таблица 20 - Координаты зависимости производной коэффициента подъемной силы по углу атаки от числа Маха

На рисунке 25 представлен график зависимости производной коэффициента подъемной силы по углу атаки от числа Маха.

Рисунок 25 - Зависимость производной коэффициента подъемной силы по углу атаки от числа Маха

Заключение

Было проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован самолет Ан-124 «Руслан». Чертеж этого самолета представлен в приложении А.

По заданным тактико-техническим данным были получены следующие характеристики самолета на разных режимах полета:

1) Критическое число Маха самолета .

2) Для крейсерского режима полета .

3) Для взлетно-посадочного режима без учета механизации .

4) Подобрана механизация крыла, состоящая из выдвижного однощелевого закрылка Фаулера. Относительная хорда закрылка , угол отклонения закрылка на взлете составляет , на посадке .

5) Для режима взлета с механизированным крылом с учетом влияния земли .

6) Для режима посадки с механизированным крылом и с учетом влияния земли .

7) На режиме взлета .. Допустимый и критический углы атаки на взлете для рассчитываемого самолета соответственно равны .

8) Допустимая подъемная сила на режиме взлета превышает силу тяжести самолета при максимальной взлетной массе на 13%.

9) Оптимальный угол атаки при полете на крейсерском режиме для рассчитываемого самолета составляет .

10) Максимальное аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета.

11) Минимальное значение отвала поляры на режиме взлета и посадки и равно .

12) Максимальное значение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки достигается на закритическом режиме полета при числе Маха и равно .

Список использованных источников

1. http://www.airwar.ru/enc/craft/an124.html

2. Фролов, В.А. Расчёт аэродинамических характеристик дозвуковых самолётов [Текст]/В.А. Фролов. - Самара: Изд-во Самар. гос. Аэрокосм. ун-та, 2000. - 41 с.

3. Головин, В.М. Расчет поляр и подбор винта к самолету [Текст]: учебное пособие / В.М. Головин, Г.В. Филиппов, В.Г. Шахов - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2000. - 68с.

4. Кашафутдинов, С.Т. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей [Текст]/ С.Т. Кашафутдинов, В.Н. Лушин. - Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. Чаплыгина, 1984. - 74 с.

Размещено на Allbest.ru