Расчет поляр транспортного самолета

Министерство образования Российской  Федерации

Иркутский  государственный  технический  университет 

Кафедра самолетостроения и эксплуатации авиационной  техники  
 

ДОПУСКАЮ  К ЗАЩИТЕ

Руководитель, профессор

__________В.Б.  Черепенников 

«__»______2006 г  
 
 
 
 

Поляры  транспортного самолета

^{название  темы} 

Пояснительная записка 
к курсовой работе  по дисциплине 
«Аэромеханика»

1.046.00.00 ПЗ

^{обозначение документа} 
 
 
 
 
 
 
 

Выполнил студент  группы    СМ – 03 – 2          ____________         Молчанова Г.В.    

      ^{шифр подпись    Фамилия И. О.} 
 

Нормоконтроллер                                                  Черепенников В.Б.

      ^{подпись    Фамилия И. О.} 
 

Курсовая  работа защищена

с оценкой ______________  
 
 
 
 
 

Иркутск 2006

Содержание 

Введение 

1.   Подготовка исходных данных ……………………………………..…….………4

2.   Расчет и построение кривых зависимости

1. Расчет  и построение  кривой зависимости ……………..…............................7
2. Расчет и построение вспомогательной кривой …………….………….………..7
3. Расчет и построение взлетных кривых …………………….………….………...8
4. Расчет и построение посадочных кривых ………………………………..........10
5. Расчет и построение крейсерских кривых ………………………………….....11

3.   Расчет и построение поляр

1. Расчет и построение  вспомогательной  поляры …………………………………………13
2. Расчет и построение взлетных поляр …………………………………………………….16
3. Расчет и построение посадочных поляр …………………………………………………..19
4. Расчет и построение крейсерских поляр ………………………………………………….21

4.   Подбор винта   …………………………………………...........................................................25

5.   Вывод……………………………………………………………………………………………..27

    Список использованной литературы ………………………………..……................28   

  Приложение …...………………………………………..............................................................29  
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Введение 

      При выполнении данной курсовой работы использованы системы AutoCAD и MathCAD. Большинство расчётов доведено только до выражений, где подставлены все значения и не выполнено никаких преобразований, а затем стоит конечный результат – такие расчёты произведены в системе MathCAD. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

    1. Подготовка исходных данных. 

     Исходные данные частично приведены  в задании на курсовую работу, а в основном, определяются путем  масштабных измерений с использованием данной аэродинамической схемы самолета (рис.1, рис.2) и сводится в таблице 1. 

      При определении геометрических  размеров сначала вычисляем масштаб  М, равный отношению какого-либо размера натурного объекта Н (натура) в метрах к соответствующему размеру отрезка на чертеже О (отрезок) в миллиметрах (за такой размер возьмем размах крыла l):  М= .

      Отсюда видно, что любой размер  натурного самолета в метрах  можно получить, умножив соответствующий  размер отрезка, взятый с чертежа в миллиметрах, на масштаб: Н = (натура равно отрезку, умноженному на масштаб).  

    Таблица 1

Элемент самолета	Параметр, размерность		Обозначение, формула	Числовое значение
1	2		3	4
Крыло	Размах, м			31,7
	Площадь, м2			100
	Хорда средняя, м			3,15
	Хорда центральная, м			5,83
	Хорда концевая, м			2,12
	Сужение			2,75
	Относительная толщина профиля			0,1
	Относительная координата максимальной толщины			0,25
	Относительная кривизна профиля, %			2
	Угол  атаки нулевой подъемной силы, град			-1,8
	Относительная координата фокуса профиля			0,25
	Стреловидность  по линии максимальных толщин, град			-3
	Стреловидность  по линии фокусов, град			-3
	Удлинение геометрическое			10,04
	Относительная площадь, занятая фюзеляжем			0,27
	Относительная площадь, занятая гондолами двигателей			0,13
	Относительная площадь, не обтекаемая потоком			0,4
	Удлинение эффективное			7,18
	Производная коэффициента подъемной силы при  λ = ∞			5,7
	Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки, 1/град			0,0778
	Относительная площадь, обдуваемая винтами			0,25
	Относительная координата точки перехода ЛПС в  ТПС			0,1875
	Коэффициент момента профиля при			-0,0025
	Расстояние  от крыла до земли, м			2,65
	Расстояние  от крыла до земли	при взлете, м		2,36
		при посадке, м		1,99
Закрылок однощелевой	Относительная хорда			0,25
	Размах  закрылков, м			14,84
	Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками			0,56
	Угол  отклонения при взлете, град			20
	Угол  отклонения при посадке, град			40
	Угол  стреловидности по оси шарниров, град			-9
	Хорда средняя крыла с выпущенным закрылком, м			3,77
Горизонтальное  оперение	Хорда, м			2,12
	Относительная толщина			0,08
	Размах, м			9,54
	Площадь, м2			38,16
	Удлинение			2,385
	Стреловидность  по линии фокусов, град			17
	Относительная координата точки перехода ЛПС в  ТПС			0
	Хорда руля высоты, м			1,06
	Площадь руля высоты, м2			10,9
Вертикальное  оперение	Средняя хорда, м			4,24
	Размах, м			2,65
	Площадь, м2			15,9
	Относительная толщина			0,08
	Относительная координата точки перехода ЛПС в  ТПС			0
Фюзеляж	Длина, м			20,67
	Диаметр миделя, м			4,37
	Площадь миделя, м2			15
	Удлинение			4,73
	“Смоченная” поверхность, м2			225,82
	Длина носовой части, м			2,65
	Удлинение носовой части			0,61
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС			0
Гондола двигателя	Длина, м			7,42
	Диаметр миделя, м			1,59
	Удлинение			4,67
	“Смоченная” поверхность, м2			29,49
	Длина носовой части, м			1,4
	Удлинение носовой части			0,88
	Относительная координата точки перехода ЛПС в  ТПС			0
Воздушный винт	Диаметр, м			3,71
	Площадь, отметаемая винтом, м2			10,81
Общие данные	Взлетный  вес самолета, кГ			17000
	Расчетная скорость полета, км/ч			400
	Тип и количество двигателей			2×ТВД
	Мощность  одного двигателя на нулевой высоте, экв. лс			2200
	Расчетная высота полета, м			7000

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

    2. Расчет и построение кривых

. 

    2.1 Расчет и построение кривой зависимости .

    Расчет  кривой можно произвести по формуле

    

,

где λ_эф – удлинение эффективное крыла (табл.1, стр.4);

      – относительная толщина профиля крыла (табл.1, стр.4);

      – угол стреловидности по линии фокусов (табл.1, стр.4). 

    Результаты  расчета приведены в табл. 2 

    Таблица 2

	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
	0,728	0,727	0,724	0,719	0,712	0,703	0,6919	0,6789

 

    По  данным таблицы строим график (рис. 3).

    Чтобы охарактеризовать самолет по числу  Маха, надо определить число М_расч полета, соответствующее расчетной полетной скорости V_расч и высоте H, а также значение с_{ya расч} полета. Для этого можно воспользоваться формулами

    

;      ,

где а_Н, ρ_Н – соответственно скорость звука и плотность воздуха на расчетной высоте;

     V_расч – расчетная скорость полета, м/с;

      g – ускорение свободного падения, м/с²;

     G_пол – полетный вес самолета, вычисляемый по формуле

    

.

    Здесь G_т – полный запас топлива (табл. 4, [1]).

    Получаем

    

;

    

;

    

.

    Так как точка А (см. рис. 3) с вычисленными выше координатами (М_расч, с_ya) располагается ниже кривой , то полет дозвуковой: волновое сопротивление отсутствует. 

    2.2. Расчет и построение вспомогательной кривой .

    Для построения вспомогательной кривой (шасси и средства механизации крыла убраны, полет происходит на нулевой высоте Н = 0, влияние экрана земли отсутствует, скорость полета минимальная) достаточно иметь пять точек (рис. 4).

    Для построение линейного участка кривой, который характеризует безотрывное обтекание крыла, нужны две точки. Первая точка линейного участка кривой (1) имеет координаты ; , а вторая точка (2) может быть определена с помощью уравнения прямой

    

,

где – угол атаки, который может быть задан произвольно (например, );                     – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки.

    Получаем

    

,

    т. е. вторая точка имеет координаты ; .

    Через эти точки проводим прямую до пересечения  с линией, параллельной оси  , соответствующей . Коэффициент для крыла определяется по формуле

    

,

где – коэффициент, учитывающий сужение крыла (рис. 10 [1]);

 – максимальный коэффициент  подъемной силы профиля (крыла  бесконечного размаха), который для  каждого типа профиля зависит от числа Рейнольдса Re и относительной толщины и может быть приближенно определен по графику (рис. 11 [1]).

    Число Re для рассчитываемого случая определяется по формуле

    

,

где – коэффициент кинематической вязкости воздуха на высоте Н = 0 (приложение [1]).

    Минимальную скорость полета приближенно можно  рассчитать по формуле

    

.

    Тогда

    

.

    Т. к. при    , а при   , то