4.5. Залежність і її аналіз

Залежність відносної координати фокуса літака по куту атаки від чисел М польоту, розрахована відповідно до вище викладеної методикою, показана на рис.4.4.

Характер зміни відносної координати визначається характером обтікання несучих частин літака. Так при докритичних числах М області максимальних розріджень знаходяться поблизу передньої кромки крила. Фокус літака займає переднє положення щодо носка .

Рис.4.4. Залежність

При трансзвукових і надзвукових швидкостях польоту максимуми розріджень зміщуються до задньої крайки крила й при числах стабілізується. Фокус літака також переміщається назад, відносна координата збільшується.

Носова частина фюзеляжу надає при цьому дестабілізуючу дію, тобто прагне зменшити координату і тим самим зменшити запас поздовжньої статичної стійкості літака.

ЧАСТИНА II

РОЗРАХУНОК АЕРОДИНАМІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК

НАДЗВУКОВОГО ЛІТАКА ПРИ РІЗНІЙ ЧИСЛАХ М

(Приклад виконання курсової роботи)

РОЗДІЛ 5

ЗАГАЛЬНІ МЕТОДИЧНІ ВКАЗІВКИ

5.1. Цільова установка

Курсовий проект «Розрахунок аеродинамічних характеристик надзвукового літака при різних числах М» передбачена навчальною програмою дисципліни «Аеродинаміка літальних апаратів і гідравліка їх систем» і охоплює наступні питання:

1. Аеродинамічні характеристики крила при малих швидкостях.

2. Аеродинамічні характеристики крила при великих швидкостях.

3. Аеродинамічні характеристики корпусу ЛА.

4. Підйомна сила літального апарату.

5. Опір літального апарату.

6. Моментні характеристики літального апарату.

Мета курсового проекту – набути навик інженерного розрахунку основних аеродинамічних характеристики літаків сучасних схем при різних числах М польоту, необхідний для виконання курсового та дипломного проектів, а також для оцінки аеродинамічних характеристик літака, використовуваних при вирішенні різних експлуатаційних і інженерно-технічних завдань.

В результаті виконання та захисту курсової роботи студент повинен знати:

• основні геометричні параметри літака і його частин;

• основні аеродинамічні характеристики літака і фізичну сутність їх зміни при дозвукових, навколозвукових і надзвукових швидкостях польоту;

• фізичну сутність впливу геометричних параметрів літака і його частин на основі аеродинамічні характеристики;

• методи розрахунку аеродинамічних характеристик частин літака та літака в цілому, визначають динаміку маневрування, стійкість і керованість.

Вміти:

• розраховувати основні аеродинамічні характеристики літаків сучасних схем при дозвукових, навколозвукових і надзвукових швидкостях польоту;

• аналізувати особливості впливу геометричних параметрів аеродинамічного компонування і числа М на аеродинамічні характеристики з позицій експлуатації літака в повітрі і безпеки польоту.

5.2. Завдання на курсову роботу

1. Розрахувати аеродинамічні характеристики , , , , , і поляри літака заданої схеми при числах М = 0,2; 0,8; 1,0; 1,2; 1,5; 2,5.

2. Побудувати графіки залежностей зазначених характеристик від чисел М польоту і зробити висновки.

Вихідні дані для розрахунку

1. Розрахункова схема літака і геометричні розміри його частин, відповідні заданій аеродинамічній схемі.

2. Розрахункова висота Н.

Курсовий проект виконується відповідно до цих методичними вказівками.

5.3. Вимоги до виконання та оформлення курсової роботи

1. Курсова робота виконується у вигляді пояснювальної записки, що містить всі необхідні розрахунки, креслення загального вигляду літака (розрахункову схему) і графіки.

2. Пояснювальна записка оформляється відповідно до вимог ЕСКД на стандартних аркушах білого паперу формату 210х297мм.

3. Креслення загального виду літака (розрахункова схема) викреслюється в масштабі 1:100 на міліметровому папері. На креслення загального вигляду наносяться основні розміри літака і його частин.

4. Кожний розділ курсової роботи повинен починатися найменуванням розділу. Далі викладається коротка методика розрахунку, записуються розрахункові формули з посиланнями на літературу і з поясненням всіх величин, що входять у формулу.

5. У кожному розділі наводяться всі вихідні дані (числові значення вихідних величин) із зазначенням одиниць і результати розрахунків у вигляді таблиці.

6. По кожній з розрахованої характеристик необхідно провести аналіз впливу геометричних параметрів, числа М, висоти польоту, компоновки літака і т.п. на її величину і зробити відповідні висновки.

7. Всі похідні коефіцієнтів аеродинамічних сил і моментів по відповідним кутах і кути повинні виражатися в градусах.

8. На першій сторінці пояснювальної записки наводиться завдання на курсову роботу та використана література. Сторінки пояснювальної записки, графіки і таблиці повинні бути пронумеровані, а курсова робота на останній сторінці підписана автором.

РОЗДІЛ 6

ЗМІСТ І ПОРЯДОК ВИКОНАННЯ КУРСОВОЇ РОБОТИ

1. Побудувати в масштабі 1:100 розрахункову схему літака в трьох проекціях відповідно до заданого варіантом і нанести на креслення основні розміри.

2. Розрахувати і скласти зведення геометричних характеристик частин літака: крила, горизонтального оперення, вертикального оперення, фюзеляжу (див. приклад виконання курсової роботи і (1.1 ... 1.4)

3. Визначити критичне число М крила, вважаючи =0,5 (чи ) – 1.5

4. Розрахувати для чисел М=0.2; 0.8; 1.0; 1.2; 1.5; 2.5 значення похідної літака з урахуванням інтерференції його частин і побудувати графік .

Примітка до п. 4:

З метою зменшення кількості і обсягу однотипних розрахунків у таблиці 6.1 наведені осереднені значення похідних ізольованого горизонтального оперення розглянутих схем літаків.

Таблиця 6.1

Числа М	0.2	0.8	1.0	1.2	1.5	2.5
, 1/º	0.0372	0.0420	0.0480	0.0470	0.0402	0.0248

5. Розрахувати для зазначених чисел М значення похідної літака з урахуванням інтерференції його частин і побудувати графік залежності . Примітка до п. 5:

Похідні ізольованого вертикального оперення близькі за значеннями до похідних ізольованого горизонтального оперення при відповідних числах М (см.табл.6.1), а похідні ізольованого фюзеляжу - до похідних ізольованого фюзеляжу. Тому в розрахунку можна прийняти

6. Розрахувати по числах М значення коефіцієнта А літака з урахуванням підсмоктують сили і побудувати графік залежності А(М). На графіку вказати числа М, відповідні М_кр та М = .

7. Розрахувати для зазначених чисел М значення коефіцієнта літака з урахуванням інтерференції його частин і побудувати графік залежності . На графіку вказати числа М, відповідні М_кр та . У розрахунку прийняти профіль крила симетричним, параболічним, а пограничний шар - турбулентним.

Примітка до п.7:

З метою зменшення кількості і обсягу однотипних розрахунків у таблиці 6.2 наведені значення коефіцієнтів горизонтального і вертикального оперення з урахуванням інтерференції, які не віднесені до площі крила літака.

Таблиця 6.2

Числа М	0.2	0.8	1.0	1.2	1.5	2.5
	0.0085	0.0080	0.0125	0.0143	0.0133	0.0102

8. Розрахувати і побудувати графік залежності К_макс(М) літака і вказати на ньому числа М_кр та .

9. Для чисел М = 0.2; та М = 2.5 розрахувати і побудувати поляри літака, задавшись величинами коефіцієнта і вказавши на них значення найвигідніших кутів атаки .

10. Розрахувати координату фокусу літака по куту атаки в діапазоні зазначених чисел М і побудувати графік залежності вказавши на ньому число М_кр-4.1-4.5. На графік нанести положення центру мас літака , скориставшись даними прототипу.

11. Оформити курсову роботу відповідно до вимог 5.4 і надати в зазначений строк для перевірки.

ДОДАТОК 1

ПРИКЛАД ВИКОНАННЯ КУРСОВОЇ РОБОТИ

Завдання на курсову роботу

1. Розрахувати аеродинамічні характеристики , , , А , К_макс , і поляри літака заданої схеми при числах М = 0.2; 0.8; 1.0; 1.2; 1.5; 2.5.

2. Побудувати графіки залежностей зазначених характеристик від числа М польоту і зробити висновки.

Розрахункова висота Н = 11000 м

Рис. П.1. Розрахункова схема літака

ЗВЕДЕННЯ ГЕОМЕТРИЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЧАСТИН ЛІТАКА

Крило

м	м2	м2
м	м	м2	м
м		м2	м
м		м2	м
м			м
м	м2		м
м	м2		м

Горизонтальне оперення

м	м
м	м	м2	м
м	м	м2
м	м

Вертикальне оперення

м	м
м	м	м2
м	м	м2	м

Фюзеляж

м	м	м	м
м	м	м	м2
м	м	м2	м
м	м2	м2		м
м	м2			м2

ВИЗНАЧЕННЯ КРИТИЧНОГО ЧИСЛА М

Критичним числом прийнято називати таке число М польоту, при якому на крилі вперше місцева швидкість потоку стає рівною швидкості звуку.

Критичне число визначається за формулою

(ф.1.53)

Вихідні дані для розрахунку

; (см. гл.6, п.3);

; (рис.1.17);

; (рис.1.18); (рис.1.19).

.

РОЗРАХУНОК ПОХІДНОЇ ЛІТАКА

Похідна літака заданої схеми з урахуванням інтерференції його частин записується у вигляді

(ф.2.10)

де ­– похідна ізольованого крила, визначається відповідно до 2.2;

­– коефіцієнт інтерференції крила і фюзеляжу визначається згідно з 2.3 по формулі (2.17) для даної схеми:

, (ф.2.17)

рис.2.2;

­– похідна ізольованого горизонтального оперення (див.табл.6.1);

– коефіцієнт інтерференції горизонтального оперення і фюзеляжу, визначається аналогічно крила:

, (рис.2.2);

– похідна середнього скосу потоку в районі горизонтального оперення по куту атаки, визначається відповідно до 2.4 за ф-лою (2.18)

. (ф.2.18)

Зауваження що до ф.(2.18):

Так як похідна і коефіцієнт залежать від М, доцільно виділити постійну частину виразу і обчислити окремо, а змінні по числах М величини визначити в таблиці. Постійна частина виразу:

;

– коефіцієнт гальмування потоку в районі горизонтального оперення, визначається відповідно до 2.5 за формулою (2.23) і по рис. 2.3. (розрахунок коефіцієнта доцільно вести в таблиці);

– похідна ізольованого фюзеляжу, визначається відповідно до 2.6;

, , – відносини площ омиваних частин крила і горизонтального оперення і площі міделевого перетину фюзеляжу до площі крила.

Вихідні дані для розрахунку похідної літака

; м;

; ;

; (рис.2.2);

; ;

; м;

м; м;

м; ;

; (т.к. )’;

; ;

(рис.2.2); для Ф.(2.19) м; ;

; для ф.(2.20) м; ;

; для ф.(2.23) ;

; для рис.2.3 ;

; ;

; .

Розрахунок похідної літака з урахуванням інтерференції його частин наведено у вигляді таблиці П.1.

Таблиця П.1

№ з/п	Розраховувана величина	Числа М						Приміт.
		0,2	0,8	1,0	1,2	1,5	2,5
1		0,04	0,64	1	1,44	2,25	6,25
2		0,96	0,36	0	0,44	1,25	5,25
3		0,98	0,6	0	0,66	1,12	2,29
4		2,61	1,6	0	1,76	2,98	6,09
5		0,016	0,018	0,022	0,019	0,016	0,011	рис.2.1.г
6	,	0,043	0,048	0,059	0,051	0,043	0,029
7		0,039	0,044	0,054	0,047	0,039	0,027
8	,	0,0372	0,0420	0,0480	0,0470	0,0402	0,0248	таб.6.1.
9		1,25	1,11	1	-	-	-	Ф.(2.19)
		-	-	-	0,583	0	0	Ф.(2.20)
10		0,497	0,493	0,546	0,275	0	0	Ф.(2.18)
11		0,503	0,507	0,454	0,725	1	1
12		0,98	0,96	0,93	0,89	0,84	0,78	рис.2.3
13		0,986	0,972	0,951	0,924	0,889	0,847	Ф.(2.23)
		0,2	0,8	1,0	1,2	1,5	2,5
14		0,0086	0,0096	0,0096	0,0146	0,0166	0,0098
15		0,234	0,144	0	0,158	0,268	0,548
16	,	0,035	0,036	0,038	0,041	0,043	0,048	рис.2.4
17		0,0017	0,0018	0,0019	0,0020	0,0021	0,0024
18		0,0407	0,0458	0,0559	0,0490	0,0411	0,0294	график
19		0,0493	0,0554	0,0655	0,0636	0,0577	0,0392	рис.1

Залежність літака показана на рис.1.

Рис.П.1. Залежність

Висновки

1. Поясненити характер залежності літака.

2. Порівняти величини похідних літака та

РОЗРАХУНОК ПОХІДНОЇ ЛІТАКА

Похідна коефіцієнта бічної сили по куту ковзання літака з урахуванням інтерференції його частин записується у вигляді

, ф.(2.27)

де – похідна ізольованого вертикального оперення (див.гл.6, п.5);

– коефіцієнт інтерференції вертикального оперення і фюзеляжу, визначається за методикою 2.3, тобто аналогічно та :

, ф.(2.17)

- рис.2.2;

- похідна ізольованого фюзеляжу (див.гл.6, п.5).

Вихідні дані для розрахунку похідної літака

м; ;

м; ;

; .

Результати розрахунку похідної літака з урахуванням інтерференції його частин наведено в таблиці П.2.

Таблиця П.2.

№ з/п	Розраховувана величина	Числа М						Приміт.
		0,2	0,8	1,0	1,2	1,5	2,5
1	,	0,0372	0,0420	0,0480	0,0470	0,0402	0,0248	таб.6.1
2		0,0104	0,0118	0,0134	0,0132	0,0113	0,0069
3		0,0017	0,0018	0,0019	0,0020	0,0021	0,0024	таб.1, стр.17
4		0,0121	0,0136	0,0153	0,0152	0,0134	0,0093	графік, рис.2

Залежність літака показана на рис. П. 2.

Рис.П.2. Залежність

Висновки

1.Пояснити характер залежності літака.

2.Порівняти величини похідних та літака

РОЗРАХУНОК КОЕФІЦІЄНТА А ЛІТАКА

Коефіцієнт індуктивності А літака, що визначає частку участі підйомної сили в створенні індуктивного опору, залежить від геометричних параметрів крила і числа М польоту і обчислюється в такий спосіб:

– при дозвукових швидкостях польоту (М < 1) – по ф.(3.32)

;

– при швидкостях польоту відповідних числах М в інтервалі – по ф.(3.34) та (3.35):

,

;

– при надзвукових швидкостях польоту, відповідних числах , по ф.(3.33) .

У цих виразах – ефективне подовження крила, визначається за рис.3.16; – похідна літака з урахуванням інтерференції (таб.1,); – кут стріловидності крила по передній крайці – середній кут стріловидності по передній крайці ).

Вихідні дані для розрахунку коефіцієнта А літака

; ;

; ;

; ;

; 1/◦;

; ;

Результати розрахунку коефіцієнта А літака наведені в таблиці П. 3.

Таблиця П. 3

№ з/п	Розраховувана величина	Числа М						Примітки
		0,2	0,8	1,0	1,2	1,5	2,5
1		0,133	0,133	-	-	-	-
2	,	-	-	0,0655	0,06336	0,0577	0,0392	таб.1, стр.19
3		-	-	3,75	3,64	3,31	2,25
4		-	-	0,266	0,274	0,302	0,445
5		-	-	1	1,44	2,25	-
6		-	-	4,09	3,65	2,84	-
7		-		2,02	1,91	1,69	-
8		-		0,124	0,117	0,103	-	ф.(3.35)
9		0,133	0,133	-	-	-	-	ф.(3.32)
		-	-	0,142	0,157	0,199	-	ф.(3.33)
		-	-	-	-	-	0,445	ф.(3.33)

Залежність А(М) літака показана на рис.П.3.

Рис. П.3. Залежність А(М)

Висновки

(1.Пояснення характеру залежності А(М) літака.

2. Фізичний зміст впливу підсмоктуючої сили на коефіцієнт А).

6.РОЗРАХУНОК КОЕФІЦИЄНТА ЛІТАКА

([1],3.2-3.4,3.6)

Коефіцієнт лобового опору літака заданої схеми при нульовій підйомної силі - з урахуванням інтерференції записується у вигляді

ф.(3.9)

У цьому виразі коефіцієнт крила з урахуванням інтерференції визначається по ф.(3.16)

де – коефіцієнт профільного опору ізольованого крила, визначається за рис.3.1, 3.2, 3.3;

– коефіцієнт хвильового опору ізольованого крила при нульовій підйомної силі, визначається за рис.3.4 (см.3.3);

– коефіцієнт інтерференції (см.1, стр.45).

Значення коефіцієнтів і дані в таблиці 6.2.

Коефіцієнт фюзеляжу визначається за методикою, викладеною в 3.4, з використанням ф.(3.19)

де – коефіцієнт опору тертя фюзеляжу, обчислюється за ф.(3.20)

– коефіцієнт хвильового опору фюзеляжу при нульовій підйомної силі, визначається за ф. (3.21) і по рис.3.7. і 3.8.

де – коефіцієнт хвильового опору загостренної носової частини фюзеляжу;

– коефіцієнт проточної частини фюзеляжу);

– так як донна область фюзеляжу заповнена реактивним струменем двигунів;

– коефіцієнт опору ліхтаря, віднесений до , визначається за ф. (3.23) і по рис.3.10;

– так як фюзеляж не має затуплення носової частини.

Коефіцієнт в виразі для літака приймають рівним 1,05-1,10, а величина лежить в межах 0,003-0,004.