Проектирование технической системы самолета
Расчет параметров атмосферы, законы изменения температуры и давления с повышением высоты. Определение критического числа Маха крыла самолета и коэффициента минимального лобового фюзеляжа. Уравнение докритической поляры для определенной высоты полета.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | лабораторная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 02.04.2015 |
| Размер файла | 113,4 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://allbest.ru
Целью лабораторной работы является получение студентами навыков практического использования VBA на примере определения аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов.
1. Создайте лист «Исходные данные». Заполните желтые поля (фамилия, И.О., высота и данные профиля, заданные преподавателем
2. Для определения параметров атмосферы напишите функции VBA для определения температуры, давления, плотности, скорости звука и коэффициента кинематической вязкости на заданной высоте. Высота полета задается преподавателем.
Для расчета параметров атмосферы по ГОСТ 4401-81 применяется линейный закон изменения температуры с высотой. Для нижнего слоя (0?h?11000 м), называемого тропосферой, температура линейно уменьшается
,
где T0=288,15 K - температура у поверхности земли, в= -0,0065 град/м - температурный градиент.
Давление p(h) рассчитывается по формуле
мах самолет фюзеляж поляра
где p0 -давление у поверхности земли, принимается p0 =101325 Па,
- ускорение свободного падения у поверхности земли, - удельная газовая постоянная.
В диапазоне высот от 11000 м до 20000 м температура постоянна .
Этот слой называется стратосферой. Давление определяется формулой
.
Связь между давлением, температурой и плотностью формулой
(1.3)
Скорость звука на заданной высоте зависит от температуры T и определяется формулой
,
где k=1,4 - показатель адиабаты для воздуха.
Коэффициент кинематической вязкости н равен
Коэффициент динамической вязкости определяется соотношением
,
где 0=0,000017894, S=110,4
3. Определение критического числа Маха
Критическое число Маха М* крыла определяется с помощью процедуры подбора параметров для уравнения:
Здесь зависит от типа профиля (), коэффициента подъемной силы и стреловидности крыла ,
,
где
Величина критического числа М* характеризует начало резкого возрастания сопротивления и соответствует условию.
Для определения критического числа Маха крыла принять .
Критическое число Маха фюзеляжа определяется по формуле:
,
За критическое число Маха принять наименьшее из чисел М* крыла и За расчетную скорость М принимается округленное в меньшую сторону число критическое число, чтобы вторая цифра после запятой была 0 или 5.
4. Уравнение докритической поляры
Докритическая поляра самолета строится для расчетной высоты полета
,
где a(h) -скорость звука на заданной высоте. Уравнение докритической поляры самолета имеет вид:
,
где A коэффициент отвала поляры, расчетный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление .
Коэффициент отвала поляры A определяется формулой
,
Здесь э -эффективное удлинение крыла.
Определяемое в зависимости от удлинения крыла , сужения крыла и стреловидности крыла по передней кромке 0.
- удлинение крыла
,
,
Минимальное сопротивление самолета определяется по формуле:
где cxa кр, cxа ф, cxaГО, cxaВО, cxa мг - коэффициенты минимального лобового сопротивления крыла, фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы двигателя соответственно,
Nмг - количество мотогондол двигателя, S- площадь крыла, Sк -площадь консолей крыла (без подфюзеляжной части),
Sмф - площадь миделя фюзеляжа, SГО - площадь горизонтального оперения,
SВО -площадь вертикального оперения, Sммг -площадь миделя одной мотогондолы двигателя.
По площади консолей крыла Sк и размаху консолей крыла самолета lк определяется средняя хорда консоли крыла
,
Определяется число Рейнольдса для крыла
,
где (h) - кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, м/с.
Принимая пограничный слой турбулентным, определяется CF М=0 коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке
Определяется коэффициент профильного сопротивления крыла
.
Приближенно можно полагать
,
где - относительная толщина профиля. Коэффициент м , учитывающий сжимаемость воздуха, для дозвуковых самолетов принять равным 1.
Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла cxaкр учитывает взаимное влияние крыла и фюзеляжа и наличие на крыле щелей
,
где Kинт - коэффициент интерференции между крылом и фюзеляжем, зависит от положения крыла относительно фюзеляжа. Для схемы «низкоплан» круглого сечения корпуса Kинт=0,75; для схемы «среднеплан» Kинт=0,2; для схемы «высокоплан» Kинт=0,1.
Расчет лобового сопротивления горизонтального и вертикального оперения проводится также, как для крыла. Принять К интГО = К интВО =0.
4. Определение коэффициента минимального лобового фюзеляжа и мотогондолы.
Для фюзеляжа число Рейнольдса подсчитывают по длине фюзеляжа
Принимая пограничный слой турбулентным, потоке по формуле (3.8) определяется CF М=0 -.коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом
Коэффициент сопротивления осесимметричного фюзеляжа определяется по аналогии с сопротивлением трения плоской пластины:
,
где - коэффициент, учитывающий отличие формы фюзеляжа от плоской пластины, М=1 - коэффициент, учитывающий сжимаемость потока, Fом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, Sмф -площадь миделевого сечения фюзеляжа
Принять коэффициент сопротивления мотогондолы равным cxa мг =0,04.
5. Определение максимального коэффициента подъемной силы немеханизированного крыла
Для крыла большого удлинения максимальный коэффициент подъемной силы крыла может быть определен по приближенной формуле
,
где K- поправочный коэффициент, учитывающий сужение крыла , 0-угол стреловидность крыла по передней кромке. Приближенно принять K=0,93;
Построить докритическую поляру по формуле, изменяя суа от 0 до суа max c шагом 0,1.
Размещено на Allbest.ru
...Подобные документы
Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 17.06.2015Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.
курсовая работа [923,9 K], добавлен 01.03.2015Исследование 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.
курсовая работа [1007,9 K], добавлен 24.10.2012Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012Расчет видов лобового сопротивления самолета. Определение максимального коэффициента подъемной силы. Построение поляры самолета. Расчет маневренных характеристик. Определение возможности полета на заданной высоте. Расчет времени экстренного снижения.
контрольная работа [391,7 K], добавлен 25.11.2016Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 29.10.2012Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.
дипломная работа [4,7 M], добавлен 08.03.2021Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013Расчет летных характеристик самолета и его скороподъемности. Определение взлетных и посадочных параметров, вычисление дальности и продолжительности полета на заданной скорости. Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения.
курсовая работа [924,1 K], добавлен 19.12.2012Расчет прочности крыла большого удлинения транспортного самолета: определение геометрических параметров и весовых данных крыла. Построение эпюры поперечных сил и моментов по длине крыла. Проектировочный и проверочный расчет поперечного сечения крыла.
курсовая работа [4,2 M], добавлен 14.06.2010Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.
курсовая работа [662,8 K], добавлен 10.12.2013Линии пути, используемые в навигации. Системы отсчета высоты полета, учет ошибок барометрического высотомера, расчет высоты полета. Способы измерения высоты полета. Способы измерения курса. Зависимость между курсами. Навигационный треугольник скоростей.
курсовая работа [1,1 M], добавлен 13.02.2014Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.
книга [262,3 K], добавлен 25.02.2010Классификация самолета Airbus A321. Устройство фюзеляжа. Сравнение с А320 и технические характеристики. Несущие свойства крыла. Модификации самолета. Электродистанционная система управления. Взлётно-посадочные характеристики, а также дальность полета.
реферат [336,2 K], добавлен 16.09.2013Требования к военно-транспортному стратегическому самолету с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км. Выбор схемы самолета и сочетания основных параметров самолета и его систем. Расчет геометрических, весовых и энергетических характеристик.
курсовая работа [1,6 M], добавлен 28.06.2011Особенности проектирования пассажирского самолета. Параметрический анализ однотипных аэропланов и технических требований к ним. Формирование облика самолета, определение массы конструкции, компоновка фюзеляжа, багажных помещений и оптимизация параметров.
курсовая работа [202,5 K], добавлен 13.01.2012Общие сведения об автоматическом управлении движением центра масс самолета. Характеристики сервопривода автопилота. Управление скоростью полета путем регулирования тяги двигателя. Интегрированное управление движением самолета, стабилизация высоты.
курсовая работа [1,9 M], добавлен 20.02.2013Оценка значимости многолетнего режима температуры на высотах над участками воздушной трассы. Расчет возможных пределов изменения практического потолка и предельно допустимой высоты полета конкретного типа самолета и максимально допустимой скорости полета.
курсовая работа [531,4 K], добавлен 13.12.2014Летные характеристики самолета Як-40 для варианта нагружения. Геометрические характеристики силовых элементов крыла. Преобразование сложного в плане крыла в прямоугольное. Расчет нагружающих сил и нагрузок. Определение напряжений в сечениях крыла.
курсовая работа [980,0 K], добавлен 23.04.2012Оценка значимости многолетнего режима температуры на высотах над участками воздушной трассы для обеспечения безопасности и повышения экономичности полетов. Расчет предельно допустимой высоты полета самолета Ту-154 по маршруту Иркутск–Благовещенск.
курсовая работа [777,5 K], добавлен 19.11.2015
