Сделай Сам Свою Работу на 5

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: α0угол атаки нулевой подъемной силы (cya =0);

αн.сугол атаки начала срыва потока на верхней поверхности крыла;

αкркритический угол атаки;

cya н.саэродинамический коэффициент подъемной силы при начале срыва потока;

cya maxмаксимальный 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).

-2
α, °
0,2
0,4
0,6
0,8
1,0
1,2
1,4
1,6
1,8
cya
сya max
сya н.с

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;

Xaсила лобового сопротивления:

;

Yaподъемная 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.