Расчет поляры дозвукового самолета

Для построения поляры самолета исходными данными являются:
-схема самолета в 3-х проекциях;
-размах крыла l, определяющий масштаб схемы самолета

ВНИМАНИЕ! Работа на этой странице представлена для Вашего ознакомления в текстовом (сокращенном) виде. Для того, чтобы получить полностью оформленную работу в формате Word, со всеми сносками, таблицами, рисунками (вместо pic), графиками, приложениями, списком литературы и т.д., необходимо скачать работу.

Содержание
Замечания руководителя…………………………………………………………………2
1 Исходные данные……………………………………………………………………….4
2 Определение расчетных данных………………………………………………………5
3 Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла……...6
4 Определение коэффициент лобового сопротивления оперения. …………………...7
5 Определение лобового сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей…………... 8
6 Сводка вредных сопротивлений самолёта…………………………………………...11
7 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолёта……………..12
8 Определение ∆Сх вр……………………………………………………………………………………………………………13
9 Построение поляры самолёта…………………………………………………………15
Список литературы………………………………………………………………………16
Приложение А……………………………………………………………………………17
Приложение Б……………………………………………………………………………18

1 Исходные данные
Для построения поляры самолета исходными данными являются:
-схема самолета в 3-х проекциях;
-размах крыла l, определяющий масштаб схемы самолета;
-относительная толщина крыла (средняя);
-расчетная высота полета Нр;
Остальные величины, необходимые для расчета, определяются из этих исходных данных. Например, площади частей самолёта, угол стреловидности крыла и др. находятся из схемы самолёта.
Для построения поляры самолёта необходимо определить коэффициенты Су и Сх самолёта в диапазоне лётных углов атаки. При этом можно принять, что подъёмная сила самолёта равна подъёмной силе крыла, а сопротивление самолёта состоит из сопротивления крыла и суммы сопротивлений всех остальных ненесущих частей.
Подсчитывать отдельно постоянные и переменные составляющие лобового сопротивления самолёта по формуле:
Сх с=Сх кр+Сх вр=Сх min+Cх i+Сх вр min+∆Сх вр=
(Сх min+Сх вр min)+(Gx i+∆Cx вр)= +Сх i+∆Сх вр,
где
∆Схвр- прирост коэффициента вредных сопротивлений при углах атаки, отличных от нулевого угла атаки;
Схmin – минимальный коэффициент лобового сопротивления крыла с учётом взаимного влияния крыла и фюзеляжа и дополнительных вредных сопротивлений крыла (волнистости, заклёпки, щели и т. д.);
Схi – коэффициент индуктивного сопротивления крыла при заданной форме в плане (с учётом влияния фюзеляжа и гондол двигателей);
Сх вр min- суммарный минимальный коэффициент вредных сопротивлений самолёта (при нулевом угле подъёмной силы).
Сх кр – коэффициент сопротивления крыла.
Для расчета сопротивления предположим, что профильное сопротивление заданного крыла переменного профиля можно принять равным профильному сопротивлению эквивалентного прямоугольного крыла, имеющего ту же площадь и постоянную хорду, равную средней геометрической хорде заданного крыла.

2 Определение расчетных данных
2.1 Найдем Mр и Mкр
Расчетное число Mр выбирается из условия
Mр= ,
Где aн - скорость звука на расчетной высоте.
Скоростью Vp задаются в соответствии с вышеприведенным неравенством. Если Mкр оказывается меньше желаемой величины, то можно уменьшить относительную толщину крыла.
Для дозвукового самолета критическое, число M определяется по формуле:
Мкр= ,
где
- относительная толщина крыла;
χ- угол стреловидности, определяемый для дозвуковых самолётов по лини ¼ хорд и для сверхзвуковых самолётов по лини максимальных толщин профилей, из которых набрано крыло самолёта.
2.2 Определим масштаб:

2.3 Определим площадь крыла:
,
,
,
,
.

2.4 Определим эквивалентную хорду:

3 Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла С х min.
Этот коэффициент определяют по формуле:

Сх min=С’х min ,
где
С’х min= Схр min+∑∆Сх – минимальный коэффициент сопротивления изолированного крыла, состоящий из минимального коэффициента профильного сопротивления гладкого крыла и дополнительных вредных сопротивлений крыла ∑∆Сх (равных ~ 0,002÷0,003);
Кинт =0,25 – коэффициент интерференции, зависящий от формы фюзеляжа и взаимного расположения крыла и фюзеляжа;
- отношение площади крыла под фюзеляжем к полной площади крыла.
Минимальный коэффициент профильного сопротивления крыла определяется по формуле:
,
где
2Сf – коэффициент трения плоской пластинки с длиной, равной эквивалентной хорде крыла, и с таким же, как у крыла, положением точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный;
- относительная толщина профиля крыла;
Mр – расчетное число M;
Расчёт Сх min производится в следующем порядке:
а) определяют расчётное число Рейнольдса

где νн – кинематический коэффициент вязкости воздуха
б) определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный ; у стреловидных крыльев =0;
в) по найденным значениям Re и из графика (рисунок 1) определим значение 2Сf и подсчитаем

Рисунок 1

2Сf =0.0032,
,
С’х min=0,0054+0,0025=0,0079,
Сх min=0,0079(1-0,25•0,34)=0,0072.

4 Определим коэффициент лобового сопротивления оперения.
Коэффициент профильного сопротивления оперения определяется аналогично определению коэффициента профильного сопротивления крыла. Для сокращения работы выберем его в пределах Сх on=0,008÷0,012. В площадь оперения входит в площадь оперения входит площадь горизонтального оперения (включая подфюзеляжную часть) и площадь вертикального оперения (только киль и руль поворота).
Схon=0,01

5 Определение лобового сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей.
Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле:
,
где
Сх ф – коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа, отнесённый к площади его миделя Sм;
Sп/Sм – отношение поверхности фюзеляжа к площади его миделя;
Cf – коэффициент трения плоской пластинки;
ηс – коэффициент, учитывающий толщину фюзеляжа по сравнению с плоской пластинкой;
ηм – коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха;
∆Сх ф =0,004– увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, вызванное наличием и носовой части фонаря пилотской кабины, (отнесено к миделю фюзеляжа).
Расчёт Сх ф производится в следующем порядке:
а) по Vp и Нр подсчитывают число Рейнольдса фюзеляжа
,
б) из графика (рисунок 2) по Reф определяют Сf=0,0019

Рисунок 2

в) подсчитывают удлинение фюзеляжа:
λф=Lф/dэ=6,49,
где
dэ= =6,73,
и удлинение носовой части фюзеляжа (до миделевого сечения):
=1,7
где
dэ – диаметр кругло фюзеляжа, равновеликого по площади миделю данного фюзеляжа;
г) из графика (рисунок 3) по λф находят ηс=1,12;

Рисунок 3
д) из графика (рисунок 4) по λф находят ηм=1,05;

Рисунок 4
е) подсчитывают поверхность фюзеляжа по формуле:
,
ж) подсчитывают Сх ф.= 0,055
Коэффициент лобового сопротивления гондол двигателей определяют аналогично. Для сокращения работы выберем его в пределах Cхг=0,04÷0,08 (отнести к S миделя гондолы).
Коэффициент лобового сопротивления гондол двигателей определяют аналогично. Для сокращения работы выберем его в пределах Cхг=0,04÷0,08 (отнести к S миделя гондолы).
Cхг=0,06
Коэффициент сопротивления антенны
СхS =0,014
Коэффициент лобового сопротивления оперения
Соп=0,01
6 Сводка вредных сопротивлений самолёта
В сводку вредных сопротивлений самолёта, кроме сопротивления рассмотренных основных частей самолёта, помещают значения (Сх д•Sд) отдельных деталей, являющихся источниками сопротивления. Например, у антенны СхS=0,012÷0,016; у прижатых тормозных щитков сс=0,03÷0,06; отверстия и неровности капота двигателя дают СхS=0,008÷0,014.
Сводка составляется в виде таблице 1.
Таблица 1
Наименование деталей
Число одинаковых деталей Мидель, Sм или площадь Sд Сх одной детали Сх Sд n Сх Sд
Крыло 1 271.33 0,005 1,36 1,36
Вертикальное оперение 1 20 0,008 0,16 0,16
Горизонтальное оперение 1 17 0,008 0.136 0,136
Фюзеляж 1 35.84 0,055 1,95 1,95
Мотогондолы 4 1,02 0,04 0,04 4,08
Антенна и т.д. 1 0,01 0,01

По этой таблице определяется минимальный коэффициент сопротивления самолёта по формуле:
,
Коэффициент (1,03÷1,05) учитывает увеличение сопротивления из-за мелких его источников (приёмников воздушного давления, приёмников гироскопических приборов, бортовых сигнальных огней и др.), подсчёт которых затруднён.

7 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолёта
Этот коэффициент определяется по формуле

Где Су является аргументом данной функции и выбирается в пределах 0<Су<Суmax Кλ – эффективное удлинение крыла. Величина Кλ зависит от угла стреловидности и определяется по графику на рисунке 5. Рисунок 5 Поправка δ учитывает влияние формы крыла в плане, удлинение и сужение. Эта поправка определяется по графику на рисунке 6 по сужению η данного крыла. Для треугольных крыльев приближенно можно считать: в случае закруглённых передних кромок η=0,08, острых передних кромок η=0,15.учитывает возрастание индуктивного сопротивления вследствие перераспределения давления, вызываемого наличием фюзеляжа и гондол двигателей. Здесь Sкр.ф – площадь подфюзеляжной части крыла; Sкр.гд – площадь крыла занятая гондолами двигателей; при подвеске двигателей на пилонах Sкр.гл=0 Рисунок 6 8 Определение ∆Сх вр Предварительно определяется значение максимального коэффициента подъёмной силы крыла (при λ>3)

где Су max с – максимальный коэффициент подъёмной силы профиля (у современных профилей с относительной толщиной =12÷16%, Су max с=1,4÷1,5);
Кη – коэффициент, зависящий от сужения крыла: значение его даны в табл. 2;
χ – угол стреловидности крыла.

Таблица 2
Η 1 2 3 4
Кη 0,90 0,94 0,93 0,92

Дополнительное вредное сопротивление ∆Сх вр при Су>0 определяется по осреднённому графику ЦАГИ (рисунок 7), где

Рисунок 7

9 Построение поляры самолёта
Весь расчёт удобно свести в таблицу 3.
Таблица 3
Табл
Су Су2 Схi
ΔС х вр Сx0 Сx
0 0 0 0 0 0,02898 0,02898
0,1 0,01 0,0009 0,1 0 0,02898 0,02988
0,2 0,04 0,0036 0,2 0 0,02898 0,03258
0,3 0,09 0,0081 0,3 0 0,02898 0,03708
0,4 0,16 0,0144 0,4 0 0,02898 0,04338
0,5 0,25 0,0225 0,5 0,001 0,02898 0,05248
0,6 0,36 0,0324 0,6 0,002 0,02898 0,06338
0,7 0,49 0,0441 0,7 0,003 0,02898 0,07608
0,8 0,64 0,0576 0,8 0,0065 0,02898 0,09308
0,9 0,81 0,0729 0,9 0,0125 0,02898 0,11438
1 1 0,09 1 0,04 0,02898 0,15898

По данным таблицы 3 строят поляру (приложение А.)

Список литературы
1 Методические указания к курсовой работе по дисциплине «Аэрогидродинамика»/ Воронеж. гос. техн. ун-т; Сост. канд. техн. наук В.И. Пентюхов, Е.В. Мищенко, 2004. 37 с.

Приложение А
Поляра самолета

Приложение Б
Схема самолета в трех проекциях.


Скачиваний: 0
Просмотров: 2
Скачать реферат Заказать реферат