Раздел 1. Расчет летно-технических характеристик самолета
Вариант 1
Минск, 2014
Содержание
Введение. 3
Раздел 1. Расчет летно-технических характеристик самолета. 7
Раздел 2. Расчет характеристик самолета при выполнении горизонтального полета 12
Список использованных источников. 16
Введение
Газодинамика (или газовая динамика) – раздел механики, изучающий законы движения газообразной среды и её взаимодействия с движущимися в ней твёрдыми телами. Чаще встречается под названием аэродинамика (от др.-греч. ἀηρ — воздух и δύναμις — сила), но включает в себя не только аэродинамику, но и собственно газовую динамику. Последняя исторически возникла как дальнейшее развитие и обобщение аэродинамики, и именно поэтому часто говорят о единой науке — аэрогазодинамике. Как часть физики, аэрогазодинамика тесно связана с термодинамикой и акустикой.
Аэродинамика – раздел гидроаэромеханики, в котором изучаются законы движения воздуха и силы, возникающие на поверхности тел, относительно которых происходит его движение. В аэродинамике рассматривают движение с дозвуковыми скоростями, т. е. в нормальных условиях до 340 м/с (1200 км/ч).
Прикладные задачи аэродинамики:
- распределение давления на поверхности тела;
- определение сил и моментов, действующих на обтекаемое газом тело;
- распределение скоростей в воздушном потоке, обтекающем тело;
- расчёт вентиляции;
- расчет пневмотранспорта.
Специальный раздел аэродинамики – аэродинамика самолёта – занимается разработкой методов аэродинамического расчёта и определением аэродинамических сил и моментов, действующих на самолёт в целом и на его части – крыло, фюзеляж, оперение и т. д. К аэродинамике самолёта относят: расчёт устойчивости, балансировки самолёта, теорию воздушных винтов, теорию крыла. Вопросы, связанные с изменяющимся нестационарным режимом движения летательных аппаратов, рассматриваются в специальном разделе – динамике полёта.
К аэродинамическим характеристикам тел относятся подъемная сила и сила сопротивления и их распределения по поверхности, а также тепловые потоки к поверхности тела, вызванные его движением в воздухе. В аэродинамике рассматриваются такие тела, как самолеты, ракеты, воздушно-космические летательные аппараты и автомобили. В атмосферной аэродинамике изучаются процессы диффузии твердых частиц (например, дыма, смога, пыли) в атмосфере и аэродинамические силы, действующие на здания и другие сооружения. Ниже рассматриваются проблемы, связанные с движением летательных аппаратов, однако те же принципы можно применить к описанию других явлений, изучаемых в общей гидроаэромеханике. Здесь изложены физические законы, управляющие движениями воздуха, и концепции, необходимые для понимания механизмов возникновения подъемной силы и силы сопротивления при различных скоростях полета, включая течения с ударными волнами. На очень больших высотах (свыше 60 км) вследствие очень низкой плотности воздуха возникают некоторые изменения картины обтекания тела.
Аэродинамика сформировалась в самостоятельную науку в ХХ в. В связи с развитием авиации, турбостроения и метеорологии в качестве их теоретической основы. Основная задача аэродинамики состоит в определении сил, действующих на движущееся в газе тело, исследовании распределения давления на его поверхности, изучении направлений струй воздуха вокруг него. Ее принято делить на теоретическую и экспериментальную. Это деление было всегда условным, так как познание является комплексным процессом и предполагает получение данных, необходимых в практике.
Динамика летательных аппаратов в атмосфере – раздел механики, в котором изучается движение летательных аппаратов в атмосфере.
Динамика полета самолета – рассматривает вопросы, связанные с исследованием траекторий движения самолета, с его устойчивости и управляемости. В своих методах исследования она опирается на основные положения теоретической механики, аэродинамики, теории двигателей, теории автоматического управления и других дисциплин. В свою очередь динамика полета самолета используется при изучении таких дисциплин, как конструирование и проектирование самолетов, конструирование систем управления полетом самолета, прочность самолета, техническая эксплуатация самолета, летная эксплуатация, безопасность полетов и другие.
Реальное движение самолета условно разделяют на две составляющие: опорное – движение по желаемой траектории в отсутствие возмущений и возмущенное – движение при воздействии возмущений.
В общем случае движение самолета имеет пространственный характер. Оно может быть прямолинейным и криволинейны, с постоянной или изменяющейся скоростью, на постоянной или изменяющейся высоте, с креном, скольжением или без них. Из всего многообразия возможных траекторий полета транспортного самолета можно выделить основные этапы, являющиеся частями траектории полета: взлет, набор высоты, горизонтальный полет, криволинейные в горизонтальной и вертикальной плоскости участки траектории, снижение и посадка. Каждый этап полета выполняется в заданном режиме, характеризуемом программой изменения высоты, скорости, угла наклона траектории, крена и другие.
Режимы полета, которых основные параметры движения и прежде всего скорость постоянны или изменяются достаточно медленно, называют установившимися. В установившимися полете углы отклонения органов управления, углы атаки, крена, скольжения, перегрузка, режим работы двигателей считаются неизменными. На установившихся режимах (практически близких к установившимся) выполняются многие этапы полета. Для них рассчитывают большинство характеристик полета.
Сравнительно короткий этап полета, цель которого – изменение параметров движения самолета (высоты, скорости, курса, наклона траектории) называется маневром. При выполнении маневров движение, как правило, неустановившееся.
Совершенство самолета определяется его летно-техническими характеристиками (ЛТХ), к которым относят: скорость и высоту полета, скороподьемность и их зависимость от условий нагрузки, дальность продолжительность полета, коммерческую нагрузку и расход топлива, взлетно-посадочные характеристики (длина разбега, скорость отрыва, посадочная скорость, длина пробега и другие).
Обобщая высказывания пилотов о значении глубоких знаний аэродинамики и динамики полета для летного состава, можно сказать, что аэродинамика и динамика полета как никакая другая дисциплина формирует профессиональную культуру пилота.
Цель курсовой работы – чтобы будущий специалист смог самостоятельно разобраться в летно-технических характеристиках ВС, которые он эксплуатирует, в методе расчета и произвести расчеты и оценки, необходимые в процессе летной эксплуатации ВС.
Раздел 1. Расчет летно-технических характеристик самолета
Рисунок 1. Схема самолета
Аэродинамический коэффициент подъемной силы cya является одной из аэродинамических характеристик профиля крыла и летательного аппарата в целом. Этот коэффициент является определяющей величиной в формуле экспериментальной аэродинамики для подъемной силы:
(1)
где ρ – плотность воздуха;
V – скорость полета летательного аппарата;
S – площадь крыла.
Аэродинамический коэффициент подъемной силы cya зависит от геометрических характеристик крыла:
- относительная толщина;
- относительная вогнутость;
- безразмерная абсцисса положения максимальной толщины;
- безразмерная абсцисса положения максимальной вогнутости;
b – хорда профиля;
- удлинение;
- сужение крыла и т. д.
Аэродинамический коэффициент подъемной силы cya существенно зависит и от угла атаки α (угол между вектором скорости движения летательного аппарата и средней аэродинамической хордой крыла). График зависимости cya = f(α) показан на рис. 1.
Рис. 1 График зависимости cya = f(α)
На этом графике: α0 – угол атаки нулевой подъемной силы (cya =0);
αн.с – угол атаки начала срыва потока на верхней поверхности крыла;
αкр – критический угол атаки;
cya н.с – аэродинамический коэффициент подъемной силы при начале срыва потока;
cya max – максимальный коэффициент подъемной силы.
В диапазоне летных углов атаки (вплоть до αн.с) зависимость cya = f (α) носит линейный характер и определяется выражением:
(1)
где производная аэродинамического коэффициента подъемной силы по углу атаки.
При выполнении установившегося горизонтального полета самолета должно выполняться равенство:
(2)
где mп - полетная масса самолета;
g – ускорение свободного падения.
Из равенства (2) следует выражение для cya:
(3)
По вычисленному значению cya на построенном графике зависимости cya = f (α) определяется угол атаки α при установившемся горизонтальном полете самолета.
Полетная масса самолета
mп = 63400 кг.
Скорость установившегося горизонтального полета V
V = 810 км/час.
Расчетная высота полета H
H = 10500 м.
Площадь крыла S
S = 186,5 м2.
Величина
= 5,77 1/рад.
Величина cya max
cya max = 1,77.
Величина α0
α0 = 1,3º.
Величина Δαкр
Δαкр = 0,063 рад.
Тогда
сya н.с = 0,85·сya max = 0.85·1,77 = 1,5045.
18,9º.
= 22,5º
График зависимости cya = f(α).
Рис. 2. График зависимости cya = f (α)
По таблице Международной стандартной атмосферы при H = 10500 м (см. приложение) определяется ρ = 0,389 кг/м3, V = 810 км/час = 225,0 м/с и вычисляем cya :
= 0,339.
По графику зависимости cya = f(α) определяется потребный угол атаки установившегося горизонтального полета самолета α = 2,8°.
Раздел 2. Расчет характеристик самолета при выполнении горизонтального полета
Определим скорость установившегося горизонтального полета самолета на высоте H при полетной массе mп, площади крыла S, потребной тяги Pп, и поляре, заданной зависимостью
cxa = 0,017 + 0,057 cya2
Установившийся горизонтальный полет - это прямолинейный полет самолета с постоянной скоростью, на постоянной высоте, при малых углах атаки α, описываемый уравнениями движения:
, (4)
где P – тяга двигателей;
Xa – сила лобового сопротивления:
;
Ya – подъемная сила; ;
mg – вес самолета;
ρ – плотность воздуха на заданной высоте;
V – скорость полета самолета;
S – площадь крыла.
Для расчета установившихся режимов полета самолетов с турбореактивными двигателями применяется метод тяг Н. Е. Жуковского, основанный на сравнении величин потребной Рп и располагаемой тяг Рр.
Потребной тягой Рп называется тяга, необходимая для установившегося полета самолета на данной высоте с заданной скоростью. В случае установившегося горизонтального полета эта тяга равна силе лобового сопротивления самолета:
Рп = Ха (5)
Поделив почленно первое уравнение системы (4)на второе, получим
,
откуда
, (6)
где сxa - аэродинамический коэффициент лобового сопротивления;
сya - аэродинамический коэффициент подъемной силы;
K – аэродинамическое качество.
Располагаемая тяга Рр— это максимальная суммарная тяга всех двигателей самолета на данной высоте и при данной скорости полета. Эта величина зависит от скорости и высоты полета, а также от степени дросселирования двигателей.
Определение характеристик установившегося горизонтального полета самолета осуществляется с помощью совмещенных графиков зависимостей Рп = f(V) и Рр = f(V), построенных для данной высоты полета и массы самолета (рис. 3). Такой график называется диаграммой потребных и располагаемых тяг.
Потребная скорость горизонтального полета определяется формулой
. (7)
Рис. 3. Диаграмма потребных и располагаемых тяг
Из выражения (6) определяется:
и
Найденное значение cya подставляется в уравнение поляры
cxa = 0,017 + 0,057 cya2 = 0,017 + 0.057(12,43 cxa)2.
8,81cxa2 - cxa + 0,017 = 0.
Из полученного уравнения определяется cxa :
Выбирается меньшее из значений cxa = 0,021.
Из выражения (5) определяется скорость установившегося горизонтального полета:
при H = 10500 м ρ = 0,389 кг/м3.
= 258,37 м/с = 930 км/час.
Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском по сайту:
©2015 - 2024 stydopedia.ru Все материалы защищены законодательством РФ.
|