Поляры пассажирского самолёта Ан-148 обозначение документа

Размещено на http://www.allbest.ru/

[Введите текст]

Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования

ИРКУТСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

Институт авиамашиностроения и транспорта

Кафедра «Самолётостроения и эксплуатации авиационной техники»

Пояснительная записка

к курсовой работе по дисциплине «Аэродинамика»

Тема: Поляры пассажирского самолёта Ан-148 обозначение документа

Иркутск 2019г.



ЗАДАНИЕ

Исходные данные:

Количество двигателей - 2хТРДД Д-436-148, статическая тяга одного двигателя - 6830кг., размах крыла - 28,91м., площадь крыла -87,32м2, относительная толщина профиля - 12%, взлётный вес - 41950кг., крейсерская скорость - 800км/ч., крейсерская высота полета - 12200м.

Рекомендуемая литература:

И.И.Логвинов, И.Н. Гусев, В.М. Гарбузов. Поляры транспортного самолёта: Учебное пособие. - Москва-Иркутск, 2002.59с.

СТО ИрНИТУ. 005-015 Стандарт организации «Оформление курсовых и дипломных проектов технических специальностей» - Иркутск: Изд-во ИрНИТУ, 2015. - 39с.



Содержание

1. Подготовка исходных данных

2. Расчёт и построение кривых

2.1 Расчёт и построение кривой зависимости

2.2 Расчёт и построение вспомогательной кривой

2.3 Расчёт и построение взлётных кривых

2.4 Расчёт и построение посадочных кривых

2.5 Расчёт и построение крейсерских кривых

3. Расчёт и построение поляр

3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры

3.2 Расчёт и построение взлётных поляр

3.3 Расчёт и построение посадочных поляр

Заключение

Список использованных источников



Введение

Главная цель для студента, при изучении курса аэродинамики - это овладеть методами и приобрести навыки расчета и анализа летно-технических характеристик, показателей устойчивости и управляемости дозвуковых самолетов.

Основу курса составляют задачи расчета зависимостей летных характеристик, показателей устойчивости и управляемости самолёта от его аэродинамических и конструктивных особенностей. Также определение аэродинамических характеристик является базой для расчета летно-технических характеристик самолета, расчета взлетно-посадочных характеристик самолета, дальности и продолжительности полета, продольной статической устойчивости и балансировки самолета.Выполнение курсовой работы является наиболее важным этапом в освоении дисциплины “Аэродинамика” студентом авиационной специальности, в процессе которого используются теоретические знания, полученные в результате проработки учебников и лекций. Наглядно показываются зависимости между аэродинамическими параметрами, закономерности влияния аэродинамических параметров на эксплуатационные характеристики самолета.



1. Подготовка исходных данных

Исходные данные частично приведены в задании на курсовую работу. Но в основном, они определяются путём масштабных измерений с использованием аэродинамической схемы, в соответствии с выбранным намисамолётом. Поэтому, для проведения необходимых измерений и расчётов, выполним чертёж самолёта (Приложение А, рис. 1, рис. 2).

При определении геометрических размеров, сначала следует определить масштаб М, как отношение какого-либо размера натурного объекта Н в метрах, к соответствующему размеру отрезка на чертеже О в миллиметрах. За исходный размер берём размах крыла (l):

Отсюда видно, что любой размер натурного объекта в метрах можно получить, умножив соответствующий размер отрезка, взятый с чертежа в миллиметрах, на масштаб

.

Таким образом, все геометрические параметры определим путём измерения их на чертеже самолёта и умножив на масштаб, или вычисляя по формулам приведённым в таблице 1. Все полученные значения параметров сводим в таблицу 1.

Таблица 1 - Исходные данные

Элемент Самолёта	Параметр, размерность	Обозначение, формула	Числовое значение
1	2	3	4
Крыло	Размах, м	l	28,91
	Площадь, мІ	S	87,32
	Хорда средняя, м	b= S / l	3,02
	Хорда центральная, м	b0	5,28
	Хорда концевая, м	bk	1,32
	Сужение	з= b0/ bk	4
	Относительная толщина профиля		0,12
	Относительная координата максимальной толщины		0,35
	Относительная кривизна профиля, %		2,2
	Угол атаки нулевой подъёмной силы, град.		- 2
	Относительная координата фокуса профиля		0,25
	Стреловидность по линии максимальных толщин, град.	??c	25
Крыло	Стреловидность по линии фокусов, град.	ч	18
	Удлинение геометрическое	lІ/S	9,57
	Относительная площадь крыла, занятая фюзеляжем		0,157
	Относительная площадь крыла, занятая пилонами двигателей		0,012
	Относительная площадь не обтекаемая потоком		0,169
	Удлинение эффективное		8,19
	Производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки, 1/град		0,075
	Коэффициент момента профиля при		- 0,034
	Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке, м	h	3,36
Закрылок	Относительная хорда		0,16
	Размах закрылков, м	l	20,02
	Относит. площадь крыла , обслуживаемая закрылками		0,84
	Угол отклонения при взлёте, град.		30
	Угол отклонения при посадке, град		40
	Угол стреловидности по оси шарниров, град		23
	Хорда крыла средняя с выпущенным закрылками		3,65
	Расстояние от закрылка до земли при взлёте и посадке, м	hвзл hпос	3,12 2,94
Предкрылок	Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылком		0,82
ГО	Хорда, м	bго=Sго/lго	2,1
	Относительная толщина		0,10
	Размах, м	lго	9
	Площадь, мІ	Sго	18,9
	Удлинение	лго =	4,28
	Стреловидность по линии фокусов, град	??го	32
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		0
	Хорда руля высоты, м	bв=Sв/lв	0,8
	Площадь руля высоты, мІ	Sв	3,28
ВО	Хорда средняя, м	bво=Sво/lво	4,56
	Размах, м	lво	3,84
	Площадь, мІ	Sво	17,51
	Относительная толщина		0,10
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		0
Пилон	Хорда средняя, м	bn	3
	Относительная толщина		0,07
	Площадь, мІ		1,23
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		0
Гондола двигателя	Длина, м	l	3,96
	Диаметр миделя, м	D	1,73
	Удлинение	л	2,28
	«Смоченная» поверхность, мІ		17,127
	Длина носовой части, м	l	1,8
	Удлинение носовой части	л	0,62
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		0
Фюзеляж	Длина, м	l	29,13
	Площадь миделя, мІ	S	9,95
	Диаметр миделя, м		3,56
	Удлинение		8,18
	«Смоченная» поверхность, мІ		259,25
	Длина носовой части, м	l	5,04
	Удлинение носовой части		1,42
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		0
Общие данные	Взлетный вес самолёта, кг	G	41950
	Расчётная скорость полёта, км/ч	V	800
	Тип и количество двигателей	n	2хТРДД
	Статическая тяга двигателя на нулевой высоте, кг.	Po	6830
	Расчётная высота полёта, м	H	12000
			5,6

Коэффициент, учитывающий форму крыла в плане , принимаем равным 1, так как величина сужения крыла .

Относительную толщину профиля крыла выбираем равной 0,12, так как, рассматриваемый в данной работе самолет - дозвуковой. Используя эту же характеристику, принимаем относительную координату максимальной толщины профиля.

Кривизну профиля (), определим исходя из угла атаки нулевой подъемной силы .

Относительную хорду механизации задней кромки крыла (двухщелевые закрылки Фаулера) выбираем равной 0,30.



2. Расчёт и построение кривых

2.1 Расчёт и построение кривой зависимости

Величина критического числа Маха (Мкр) зависит от основных геометрических параметров крыла:

- относительная толщина профиля;

- эффективное удлинение

- угол стреловидности крыла по линии фокусов (1/4 хорд);

- режим полета.

Расчет кривой производим по формуле

.

Результаты расчёта сводим в таблицу 2.

Таблица 2

суа	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
Мкр	0,886	0,885	0,88	0,873	0,863	0,85	0,834	0,815

По данным таблицы2строим график(Приложение Б, рис. 1).

Чтобы охарактеризовать самолёт по числу Маха, определяем число Мрасч полёта, соответствующее расчётной полётной скорости Vрасч.=800км/ч=222,2м/си расчетной высоте Н=12000м, а также суа расч. полёта. Для этого воспользуемся формулами:

; ,

где: ан - скорость звука на расчётной высоте.

ан = 295,069 м/с [1;приложение стр.56],

??н - плотность воздуха на расчётной высоте.

??н=0,312= 0,032[1;приложение стр.56],

G пол - полётный вес самолета, вычисляемый по формуле

,

где: Gm - полный запас топлива: кГ.

По таблице 4 [1; стр. 22] определяем процент полного запаса топлива. В нашем случае, он будет равен 35%, так как взлетный вес Ан-148 превышает 40000 кГ.

кГ.

.

.

Обозначим точку А с координатами и на построенном нами графике .

Так как точка А находится ниже кривой , то полёт дозвуковой, то волновое сопротивление отсутствует.



2.2 Расчёт и построение вспомогательной кривой

Для построения вспомогательной кривой , (когда средства механизации крыла и шасси убраны, полёт происходит на нулевой высотеН=0, влияние экрана земли отсутствует, скорость полёта минимальная) достаточно найти пять точек.

Для построения линейного участка кривой, который характеризует безотрывное обтекание крыла, нужны две точки. Первая точка имеет координаты ,, а вторую необходимо определить с помощью уравнения прямой:

,

где:б - угол атаки, выбираемый произвольно (выбираем);

- производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки (см. таблицу 1).

.

Через эти точки следует провести прямую до пересечения с линией параллельной оси соответствующей . Коэффициент для крыла определим по формуле

;

где:- коэффициент учитывающий сужение крыла [1; рисунок 10; стр.24],

- максимальный коэффициент подъёмной силы профиля (крыла бесконечного размаха), который зависит от числа Рейнольдса (Re) и относительной толщиныпрофиля ()[1;рисунок 11; стр. 24].

самолет поляр звук кривая

,

где:v0 = 1,4607•10-5м/c2 - коэффициент кинематической вязкости воздуха на высотеН=0 [1,приложение; стр. 55];

Vmin - минимальная скорость полёта, рассчитываемая по формуле

.

Линейная зависимость на графике интерпретируется отрезком прямой от точки 1 до точки 3 (Приложение В; рис. 1), где суа = 0,026 суаmax=1,38.

Точка 3 соответствует началу развития срывных явлений на крыле, вызывающих низкочастотную тряску самолёта в полёте.

Остальные две точки необходимы для построения криволинейного участка кривой. Отложив вправо от точки пересечения 4 отрезок, равный , получим точку 5 соответствующую . Соединив точку 3 с точкой 5 плавной кривой, получим кривую зависимости . Выбираем .



2.3 Расчёт и построение взлётных кривых

Расчет и построение кривыхдля взлётной конфигурации самолёта, т.е. при выпущенных шасси и средствах механизации крыла необходимо провести без учёта и с учётом влияния экрана земли.

Определим без учёта влияния экрана земли. Для этого рассчитаем с учётом приращения от воздействия механизации крыла (предкрылок и закрылок).

;

где:- максимальный коэффициент подъёмной силы (берем значение, полученное при построении вспомогательной кривой ),

- приращение от воздействия выпущенных предкрылков, определяемое по формуле

.

- приращение от воздействия выпущенных закрылков, определяемое по формуле

где: - определяется по таблице [1; таблица 2; стр. 17],

- приращение для взлётного угла отклонения закрылков врадианах, определим по графику [1; рисунок 15; стр. 29] (переводим угол отклонения закрылков, равный 30° в радианы , ).

Следовательно,

.

Рассчитаем угол атаки нулевой подъёмной силы при взлёте в градусах

.

Определимс учётом влияния экрана земли. Для этого необходимо рассчитать приращение коэффициента подъёмной силы, вызванное экранным влиянием земли.

;

где:- относительное расстояние от крыла до земли, при взлёте.

Далее можно определить максимальный коэффициент подъёмной силы при взлёте с учётом экрана земли

.



Угол атаки нулевой подъёмной силы на взлёте остаётся таким же, как и без учёта экрана земли

.

Рассчитаем производную коэффициента подъёмной силы по углу атаки, с учётом влияния экрана земли

,

где: - фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние экрана земли и рассчитываемое по формуле:

.

Для построения кривых для взлёта с учётом и без учёта влияния земли необходимо воспользоваться формулами

,

.

,

.



Для расчёта линейных участков кривых определим значения суа в двух точках, при и . Построение кривых выполняем аналогично построению вспомогательной кривой на том же графике(Приложение В; рисунок 1). Взлётные кривые (кривые 2(без учета экрана земли) и 3(с учетом экрана земли))располагаются левее и выше вспомогательной кривой.

2.4 Расчёт и построение посадочных кривых

Расчет и построение кривых для посадки выполняем по аналогии с построением взлетных кривых.

Определим без учёта влияния экрана земли. Для этого рассчитаем с учётом приращения от воздействия механизации крыла

,

где:- максимальный коэффициент подъёмной силы (берем значение, полученное при построении вспомогательной кривой ),

- приращение от воздействия выпущенных закрылков, определяемое по формуле

где: - определяется по таблице [1; таблица 2; стр. 17],

- приращение для посадочного угла отклонения закрылков врадианах, определим по графику [1; рисунок 15; стр. 29] (переводим угол отклонения закрылков, равный 40° в радианы , ).

Рассчитаем угол атаки нулевой подъёмной силы при посадке в градусах по формуле

.

- значение приращения от воздействия выпущенных предкрылков берем, полученное при построении взлетных кривых.

Следовательно, .

Определим с учётом влияния экрана земли. Для этого необходимо рассчитать приращение коэффициента подъёмной силы, вызванное экранным влиянием земли.

;

где: - относительное расстояние от крыла до земли, при посадке.

Далее можно определить максимальный коэффициент подъёмной силы при посадке с учётом экрана земли

.



Угол атаки нулевой подъёмной силы при посадке остаётся таким же, как и без учёта экрана земли

.

Рассчитаем производную коэффициента подъёмной силы по углу атаки, с учётом влияния экрана земли

;

где:- фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние экрана земли и рассчитываемое по формуле

.

Для построения кривых для посадки с учётом и без учёта влияния земли также воспользуемся формулами

,

.

,

.



Кривые для посадки выполним на том же графике, что и для взлёта (ПриложениеВ; рис. 1).Посадочные кривые (кривые 4 (посадочная кривая без учета экрана земли) и 5(посадочная кривая с учетом экрана земли)) располагаются левее и выше взлётных кривых.

2.5 Расчёт и построение крейсерских кривых

Расчёты крейсерских кривых следует проводить для полётной конфигурации самолёта, когда шасси и средства механизации убраны, высота полёта расчётная.

При расчёте и построении данных кривых для заданного самолёта (с турбореактивным двигателем), примем следующие значения чисел Маха:

.

Расчетное число Маха находим по формуле

.

Расчёт кривых с учётом сжимаемости воздуха производим по формулам

, ;

где:б= 5°;

(см. таблицу 1);

(см. таблицу 1).

Результаты расчёта сводим в таблицу 3.

Таблица3

М	Мрасч= 0,75	0	0,7	0,8	0,85	0,9	0,95
	0,113	0,075	0,105	0,125	0,142	0,172	0,240
	0,79	0,53	0,74	0,88	0,99	1,2	1,68

По данным таблицы 3 строим кривые (приложение Г, рисунок 1), на графике наблюдаем, что степень возрастания увеличивается при приближении числа Маха к единице.



3. Расчёт и построение поляр

3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры

Вспомогательную поляру следует строить для полётной конфигурации самолёта при минимальной скорости полёта, убранных шасси и механизации крыла, высоте Н = 0 и без учёта влияния экрана земли.

Поляру зависимости самолета при изменении угла атаки, рассчитываем и строим,исходя из предположения, что подъёмная сила самолёта в основном создаётся крылом, самолёта следует принимать равным крыла, а коэффициент лобового сопротивления рассчитываем по формуле

,

где:- коэффициент профильного сопротивления самолёта, зависящий от конфигурации самолёта и отдельных его частей, качества его внешней поверхности, режима полёта, и рассчитывается по формуле

;

где: n - количество одинаковых элементов,

Sк - характерная площадь к-го элемента, для тел вращения будет равна,

1,04- множитель, учитывающий сопротивление различных не учтённых мелких элементов,

- коэффициент профильного сопротивления к-го элемента, учитывающий сопротивление трения, давления, и определяемый по формуле

,

где:- коэффициент сопротивления трения плоской пластины, эквивалентной рассматриваемому элементу, и зависящий от режима течения в пограничном слое.

Величину следует определять в зависимости от и Re с помощью графика [1; рисунок 17; стр. 37], число Рейнольдса находим по формуле

,

где:v0 = 1,4607•10-5(м/c2) - коэффициент кинематической вязкости воздуха на высоте Н=0 [1,приложение; стр. 55];

L - характерный линейный размер рассматриваемого элемента, измеренный вдоль потока.

Минимальную скорость полёта рассчитаем по формуле

,

где:- плотность воздуха на нулевой высоте [1; Приложение; стр. 55],

- максимальная величина , определяемая по построенному графику вспомогательной кривой (Приложение В, кривая 1).

Коэффициент , учитывающий сопротивление давления, имеющееся у элементов самолёта, определяем по графику в учебном пособии [1; рисунок 18 а; стр. 38], в зависимости от относительной толщины и координаты для крыльевых элементов, и от удлинения л для тел вращения по графику - [1; рисунок 18 б; стр. 38].

Коэффициент , учитывающий влияние сжимаемости воздуха на коэффициент сопротивления, и зависящий от числа М и относительной толщины (для крыльевых элементов) или от удлинения носовой части (для тел вращения),определим по графику [1; рисунок 19; стр.39].

Расчетное число Маха определяем для расчетной высоты Н=0

.

Коэффициент , учитывающий взаимное влияние частей самолёта при обтекании воздушным потоком мест их сочленения, рассчитываем по формуле

где:- коэффициент взаимного положения крыла и фюзеляжа для высокоплана.

Фонари пилотских кабин создают добавочное профильное сопротивление, которое зависит от типа самолета и формы фонарей. Коэффициент сопротивления.

Результаты расчёта самолёта сводим в таблицу 4.

Находим коэффициент профильного сопротивления всего самолета по формуле

.

Таблица 4

Расчётная величина	Хорда крыльевых элементов	Длина тел вращения	Прочие детали
	Крыло	ГО	ВО	Пилон	Фюзеляж	Гондола двигателя	Фонарь кабины
Линейный Размер, м	3,02	2,1	4,56	3	29,13	3,96
Re	1,4•107	0,98•107	2,13•107	1,4•107	1,36•108	1,85•107
	0	0	0	0	0	0
	0,0058	0,0061	0,0055	0,0058	0,0037	0,0043
,??	0,12	0,10	0,10	0,07	8,18	2,28
	1,375	1,27	1,27	1,17	1,1	1,8
	(М=0,23)1	1	1	1	1	1
	0,85	-	-	-	-	-
	0,0068	0,0077	0,007	0,0068	0,0041	0,0041	0,007
Sк, м2	87,32	18,9	17,51	1,23	129,63	8,73	=9,95
n	1	1	1	2	1	2	1
,м2	0,594	0,146	0,123	0,017	0,531	0,072	0,07
	0,018



Приращение коэффициента профильного сопротивления , при увеличении угла атаки определим как функцию безразмерной величины по формуле

.

Коэффициент вихревого индуктивного сопротивления самолёта определим по формуле

,

где:д = 0,022 - поправка, учитывающая форму (удлинение, сужение) крыла в плане, определяемая по графику [1;рисунок 20; стр. 43].

Множитель - учитывает увеличение индуктивного сопротивления за счет проявления сжимаемости воздуха.

Так как при расчете вспомогательной поляры скорость полёта невелика, значит, волновое сопротивление отсутствует схв = 0. Уравнение вспомогательной поляры принимает вид

.

Результаты расчёта вспомогательной поляры сводим в таблицу 5.



Таблица 5

-2	0	0	0	0	0	0,018
0	0,14	0,1	0,0000009	0,0196	0,0008	0,0188
2	0,3	0,22	0,0000076	0,09	0,0036	0,0216
5	0,52	0,38	0,00000083	0,2704	0,011	0,029
8	0,74	0,54	0,0001665	0,5476	0,0222	0,0404
10	0,89	0,64	0,0009636	0,7921	0,0321	0,0511
12	1,04	0,75	0,00385	1,0816	0,0439	0,0658
14	1,19	0,86	0,01145	1,4161	0,0573	0,0868
16	1,3	0,94	0,02243	1,69	0,0685	0,1089
18	1,36	0,99	0,0319	1,8496	0,075	0,1249
20	=1,38	1	0,0353597	1,9044	0,0772	0,1306

Значения ,, определяем по вспомогательной кривой .

По полученным значениям, строим вспомогательную поляру и производим на ней разметку углов атаки.Поляру строим в системе координат, совмещенной с координатными осями кривой . Полученную вспомогательную поляру наносим на график кривых (Приложение В, рисунок 2).

3.2 Расчёт и построение взлётных поляр

Выполняя расчёт и построение взлётных поляр для взлетной конфигурации самолета, необходимо учесть следующее:

- при выпуске шасси самолёта увеличивается примерно в 1,5 раза;

- при выпуске предкрылков практически не изменяется;

- отклонение закрылков значительно увеличивает ;

-вблизи экрана земли, вследствие возрастания эффективного удлинения крыла, уменьшается.

Взлётную поляру рассчитываем по формуле

,

где: - коэффициент «вредного» сопротивления самолета, вычисленный при расчете вспомогательной поляры.

- приращение от выпущенного шасси.

- приращение коэффициента профильного сопротивления, вызванного интерференцией, находим по формуле

.

- приращение от выпущенных на взлётный угол закрылков, которое определяется по формуле

.

Величину определяем по графику[1; рисунок 23; стр. 45], а значение по таблице 2 (двухщелевые закрылки Фаулера)[1; стр. 17].

Коэффициент без учёта влияния экрана земли рассчитаем так же как для вспомогательной поляры

,

а с учётом влияния экрана земли рассчитаем, заменив эффективное удлинение , на фиктивное удлинение

,

.

д = 0,022 - поправка, учитывающая форму (удлинение, сужение) крыла в плане, определяемая по графику [1;рисунок 20; стр. 43].

Взлётную скорость и взлётное число Махаопределяем для , соответствующего, по формулам

,

где:- плотность воздуха на нулевой высоте [1; Приложение; стр. 55],



.

Также предварительно вычислим постоянную составляющую

,

тогда:

.

Таблица 6 - Расчет взлетной поляры без учета влияния экрана земли.

-8	0	0	0	0	0	0,0839
-5	0,22	0,08	0,00000042	0,0484	0,00196	0,0859
-2	0,45	0,163	0,00000395	0,2025	0,00821	0,0921
0	0,6	0,217	0,00000741	0,36	0,0146	0,0985
2	0,75	0,272	0,00000896	0,5625	0,02281	0,1067
5	0.95	0,348	0,0000397	0,9025	0,03651	0,1204
10	1,35	0,489	0,00004527	1,8225	0,07392	0,1579
14	1,65	0,598	0,00050036	2,7225	0,11042	0,1948
18	1.95	0,707	0,00234374	3,8025	0,15423	0,2405
22	2,25	0,815	0,00753342	5,0625	0,20534	0,2968
26	2,55	0,924	0,01974248	6,5025	0,26274	0,3664
28	2,665	0,966	0,02745387	7,1022	0,2869	0,3983
30	2,73	0,989	0,03262152	7,4529	0,3011	0,4177
31,4	=2,75	1	0,0354	7,6176	0,30553	0,4455



Таблица 7 - Расчет взлетной поляры с учетом влияния экрана земли

-8	0	0	0	0	0	0,0839
-5	0,24	0,094	0,00000073	0,0576	0,00092	0,0848
-2	0,48	0,188	0,0000056	0,2304	0,00368	0,0876
0	0,64	0,251	0,0000089	0,4096	0,00655	0,0905
2	0,80	0,314	0,00000719	0,64	0,01023	0,0941
5	1,04	0,408	0,00000018	1,0816	0,01729	0,1012
10	1,44	0,565	0,000277	2,0736	0,03315	0,1173
14	1,76	0,69	0,001898	3,0976	0,04951	0,1353
18	2,08	0,816	0,007607	4,3264	0,06916	0,1607
22	2,393	0,938	0,022085	5,7264	0,09153	0,1975
24	2,49	0,988	0,03238	6,2	0,0991	0,2154
26	2,54	0,996	0,03434	6,4516	0,10312	0,2214
26,4	=2,55	1	0,0354	6,5025	0,10394	0,2232

При расчётах необходимо использовать взлётные кривыебез учёта и с учётом влияния экрана земли (Приложение В, рисунок 1, кривые 2 и 3).

Результаты расчётов заносим в таблицу 6 (поляра взлетная без учета влияния экрана земли) и таблицу 7(поляра взлетная с учетом влияния экрана земли).

При построении обеих поляр, производим на тех же осях, что и вспомогательную поляру. Взлетные поляры 2 и 3 располагаются правее, чем вспомогательная поляра (Приложение В; рис. 2).

3.3 Расчёт и построение посадочных поляр

Расчёт посадочных поляр следует проводить аналогично расчёту взлётных поляр. Но при этом необходимо учесть, чтоибудут больше, так как угол отклонения закрылков при посадке больше, чем при взлёте.

Также, при расчёте и построении поляр посадочной конфигурации, следует использовать посадочные кривые 4 и 5.

Посадочную поляру рассчитываем по формуле

,

где: - коэффициент «вредного» сопротивления самолета, вычисленный при расчете вспомогательной поляры;

- приращение от выпущенного шасси;

- приращение коэффициента профильного сопротивления, вызванного интерференцией, находим по формуле

.

- приращение от выпущенных на взлётный угол закрылков, которое определяется по формуле

.

Величину определяем по графику [1; рисунок 23; стр. 45] для посадочного угла отклонения закрылков, а значение по таблице 2 (двухщелевые закрылки Фаулера) [1; стр. 17].

Коэффициент без учёта влияния экрана земли рассчитаем так же как для вспомогательной поляры по формуле

,

а с учётом влияния экрана земли рассчитаем, заменив эффективное удлинение , на фиктивное удлинение

,

.

д = 0,022- поправка, учитывающая форму (удлинение, сужение) крыла в плане, определяемая по графику [1;рисунок 20; стр. 43].

Посадочную скорость и посадочное число Маха определяем для , соответствующего , по формулам

,

где:- плотность воздуха на нулевой высоте [1; Приложение; стр. 55].

- вес самолета при посадке (израсходовано все топливо).

.

Также предварительно вычислим постоянную составляющую

,

тогда:

.

При расчётах необходимо использовать посадочные кривыебез учёта и с учётом влияния экрана земли (Приложение В, рисунок 1, кривые 4 и 5). Результаты расчётов сводим в таблицу 8 (поляра посадочная без учета влияния экрана земли) и таблицу 9 (поляра посадочная с учетом влияния экрана земли).

Таблица 8 - Расчет посадочной поляры без учета влияния экрана земли

-10	0	0	0	0	0	0,115
-6	0,302	0,102	0,00000096	0,091	0,0037	0,119
-2	0,604	0,205	0,0000067	0,365	0,0146	0,130
0	0,75	0,254	0,00000886	0,056	0,0226	0,138
2	0,906	0,307	0,00000768	0.821	0,0329	0,148
6	1,206	0,409	0,00000023	1.454	0,0584	0,174
10	1,51	0,512	0,00008615	2,2801	0,0915	0,207
14	1,812	0,614	0,00064939	3,283	0,1319	0,248
18	2,114	0,717	0,0026425	4,469	0,1794	0,297
22	2,416	0,819	0,0078299	5.837	0,2343	0,357
26	2,718	0,921	0,0192678	7.388	0,2965	0,431
30	2,923	0,991	0,033106	8.544	0,3429	0,491
32,2	=2,95	1	0,0354	8,7025	0,3493	0,500



Таблица 9 - Расчет посадочной поляры с учетом влияния экрана земли

-10	0	0	0	0	0	0,115
-6	0,32	0,118	0,00000154	0,1024	0,00157	0,117
-2	0,64	0,235	0,00000829	0,4096	0,00627	0,121
0	0,8	0,294	0,000000839	0,64	0,00979	0,125
2	0,96	0,353	0,00000343	0,9216	0,0141	0,129
6	1,28	0,471	0,0000248	1,6384	0,02506	0,14
10	1,6	0,588	0,000423	2,56	0,03916	0,155
14	1,92	0,706	0,00231	3,6864	0,05639	0,174
18	2,24	0,824	0,00821	5,0176	0,07675	0,2
22	2,555	0,939	0,02226	6,528	0,09985	0,237
26	2,70	0,993	0,0336	7,29	0,1115	0,26
27,1	=2,72	1	0,0354	7,3984	0,1132	0,264



Заключение

В представленной курсовой работе выполнен расчёт исходных данных для самолёта Ан-148, определены, выбраны и рассчитаны геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Рассчитана и определена характеристика самолёта по числу Маха, по результатам расчёта выполнено построение графика. Произведён расчёт и выполнено построение взлётных кривых, посадочных кривых и крейсерских кривых зависимости. Результаты расчётов сведены в таблицы. С помощью построенных кривых произведен расчёт и выполнено построение взлётных и посадочных поляр зависимости . Результаты расчётов также сведены в таблицы. При помощи построенных кривых и поляр можно наглядно определить зависимости между аэродинамическими параметрами самолета. Во время выполнения курсовой работы, в результате проработки учебников, методических указаний и справочного материала мною получены теоретические знания и навыки расчета и анализа зависимостей лётных характеристик самолёта, закономерности влияния аэродинамических параметров на эксплуатационные характеристики самолёта. А также получены навыки расчёта и построения кривых и поляр пассажирского самолёта.



Список использованных источников

1. И.И. Логвинов, И.Н. Гусев, В.М. Гарбузов. Поляры транспортного самолёта: Учебное пособие. - Москва-Иркутск, 2002.59с.

2. А.М. Мхитарян. Аэродинамика. М., «Машиностроитель», 1976. -448с. с ил.

3. СТО ИрНИТУ. 005-015 Стандарт организации «Оформление курсовых и дипломных проектов технических специальностей» - Иркутск: Изд-во ИрНИТУ, 2015. - 39с.



Приложение А



Приложение Б



Приложение В



Приложение Г

Размещено на Allbest.ru

...