Задание № 3

Определить аэродинамические характеристики крыла. Параметры крыла, и механизация крыла заданы таблицей 1. Число Маха равно M_ = 0,2.

Таблица 1 – Исходные данные к работе

№	l, м	S, м 2								α0
2	30,6	120,5	3	25	20	0,0	0,3	11,0	0,25	-1

продолжение таблицы 1

	сya max λ=5	Тип закрылка	δвзл.	δпос.
5,95	1,5	3	23	46	0,15	0,60	0,15

Справочные данные:

Для определения аэродинамических характеристик принять:

h=0 м, Т=288 °К, р = 1,225 кг/м³; V_=70 м/с, =1,46110 ^-5 м ²/с; с_шасси = 0,015; α₁ = 5 ° ;α₂ = 10°.

Основные расчетные формулы:

; ; ; с_xaр = k_1·c_f· η_c·η_м ; ;

; ;;

; ;

; ; .

Для данных уравнений принять: K_η = 0,93

Необходимо рассчитать:

1 Удлинение крыла λ и эффективное удлинение крыла λ_э ;

2 Коэффициент отвала поляры A;

3 Сопротивление немеханизированного крала с_{xa min} в турбулентном потоке;

4 Приближенное значение максимального коэффициента подъемной силы профиля без механизации;

5 Значение коэффициента подъемной силы немеханизированного крыла без учета влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

6 Значение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении только закрылков при взлете без учета влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

7 Значение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении закрылков и предкрылка при взлете без учета влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

8 Значение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении только закрылков при посадке без учета влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

9 Значение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении закрылков и предкрылка при посадке без учета влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

10 Значение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении только закрылков при взлете с учетом влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

11 Значение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении закрылков и предкрылка при взлете с учетом влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

12 Значение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении только закрылков при посадке с учетом влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

13 Значение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении закрылков и предкрылка при посадке с учетом влияния земли при углах атаки: а) α=α₁ б) α=α₂;

14 Значение максимального коэффициента подъемной силы крыла при отклонении только закрылков при взлете без учета влияния земли;

15 Значение максимального коэффициента подъемной силы крыла при отклонении закрылков и предкрылка при взлете без учета влияния земли;

16 Значение максимального коэффициента подъемной силы крыла при отклонении только закрылков при посадке без учета влияния земли;

17 Значение максимального коэффициента подъемной силы крыла при отклонении закрылков и предкрылка при посадке без учета влияния земли;

18 Значение максимального коэффициента подъемной силы крыла при отклонении только закрылков при взлете с учетом влияния земли;

19 Значение максимального коэффициента подъемной силы крыла при отклонении закрылков и предкрылка при взлете с учетом влияния земли;

20 Значение максимального коэффициента подъемной силы крыла при отклонении только закрылков при посадке с учетом влияния земли;

21 Значение максимального коэффициента подъемной силы крыла при отклонении закрылков и предкрылка при посадке с учетом влияния земли;

22 Построить зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки немеханизи-рованного крыла, при взлете и посадке без экранного эффекта, а также при взлете и посадке с учетом влияния земли;

23 Построить поляру немеханизированного крыла и взлетно-посадочные поляры самолета.

Федеральное агентство по образованию российской федерации ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С. П. КОРОЛЕВА» КАФЕДРА АЭРОГИДРОДИНАМИКИ Расчетная работа по аэромеханике №3 “ПОСТРОЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА” Вариант № 2 Выполнил: студент гр. Проверил: доцент Васильев В.В. Самара

1. .

;

;

2. ;

3. ;

;

- следовательно, поток турбулентный.

для турбулентного пограничного слоя x_t = 0

;

;

η_м = 1 - принимается для посадки;

η_С = 1 + _кр. = 1 + 0,3447 = 1,3447;

с_{xa min} = 2_·c_F· η_c η_м = 2·0,00273·1,3447·1 = 0,007344.

4. Значение с_{ya max} без механизации:

;

;

.

5. ;

;

для α₁ = 5 ° ;

для α₂ = 10 ° ;

6. ;

для взлета - δ = 23 ° с_{ya проф} = 1,15 задается графиком;

;

а) для α₁ = 5 ° ;

б) для α₂ = 10 °;

7. Предкрылки не дают прироста c_{ya л} при взлете.

8. для посадки - δ = 46 ° с_{ya проф} = 1,65 задается графиком;

;

а) для α₁ = 5 ° ;

б) для α₂ = 10 °;

9. Предкрылки не дают прироста c_{ya л} при посадке.

Имеется:

Взлет - c_{ya л}=1,0942 при α=5 ^ͦ

c_{ya л}=1,48778 при α=10 ^ͦ

Посадка - c_{ya л}=1,3647 при α=5 ^ͦ

c_{ya л}=1,7582 при α=10 ^ͦ

С учетом влияния земли.

10. Δc_{ya зем} = 0,175 задается графиком;

Взлет: а) для α₁ = 5 ° c_{ya л} = c_{ya л α=5 ͦ} + Δc_{ya зем}=1,094+0,175=1,269,

б) для α₁ = 10 ° c_{ya л} = c_{ya л α=10 ͦ} + Δc_{ya зем}=1,487+0,175=1,662;

11. Предкрылки не дают прироста c_{ya л} с учетом влияния земли при взлете.

12. Посадка: а) для α₁ = 5 ° c_{ya л} = c_{ya л α=5 ͦ} + Δc_{ya зем}=1,364+0,175=1,539,

б) для α₁ = 10 ° c_{ya л} = c_{ya л α=10 ͦ} + Δc_{ya зем}=1,758+0,175=1,933;

13. Предкрылки не дают прироста c_{ya л} с учетом влияния земли при посадке.

Взлет.

14. с_{ya max} при отклонении закрылков при взлете без учета влияния земли:

с_{ya max} = с_{ya max без мех.} + ⅔∙Δс_{ya л} = 1,489 + ⅔∙0,622 = 1,903.

15. с_{ya max} при отклонении закрылков и предкрылка при взлете без учета влияния земли:

Δc_{ya пред} = ½ ∙ с_{ya max без мех.} = ½ ∙ 1,489 = 0,745;

с_{ya max (закр. и пред.)} = с_{ya max} + Δс_{ya пред} = 1,903 +0,744 = 2,648.

Посадка.

16. с_{ya max} при отклонении закрылков при посадке без учета влияния земли:

с_{ya max} = с_{ya max без мех.} + ⅔∙ Δс_{ya л} = 1,489 + ⅔∙0,892 =2,084.

17. с_{ya max} при отклонении закрылков и предкрылка при посадке без учета влияния земли:

Δc_{ya пред} = ½ ∙ с_{ya max без мех.} = ½ ∙ 1,489 = 0,745;

с_{ya max (закр. и пред.)} = с_{ya max} + Δс_{ya пред} = 2,084 +0,744 = 2,828.

Имеется:

Взлет - c_{ya max} =1,903 (закрылки);

c_{ya max} =2,648 (закрылки и предкрылки);

Посадка - c_{ya max} =2,084 (закрылки);

c_{ya max} =2,828 (закрылки и предкрылки);

18. По графику принимается .

c_{ya max} при отклонении только закрылков при взлете с учетом влияния земли

c_{ya max} = 1,903 ∙ 0,87 = 1,656;

19. c_{ya max} при отклонении закрылков и предкрылка при взлете с учетом влияния земли

c_{ya max} = 2,648∙ 0,87 = 2,304.

20. c_{ya max} при отклонении только закрылков при посадке с учетом влияния земли

c_{ya max} = 2,084 ∙ 0,87 = 1,813;

21. c_{ya max} при отклонении закрылков и предкрылка при посадке с учетом влияния земли

c_{ya max} = 2,828∙ 0,87 = 2,461.

22. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки немеханизированного крыла, при взлете и посадке без экранного эффекта, а также при взлете и посадке с учетом влияния земли;

Зависимости определяются уравнением прямой, ограниченной по оси oy значениями коэффици-ента подъемной силы c_ya :

,

На основании полученных данных строится график характеристики подъемной силы крыла на взлетном режиме и на режиме посадки, а также характеристика подъемной силы крыла без механизации.

Графики представлены на рисунках 1 и 1 ^I.

23. Поляра немеханизированного крыла и взлетно-посадочные поляры самолета.

Уравнение докритической поляры имеет вид:

Таким образом, уравнение поляры немеханизированного крыла будет иметь вид:

c_xa= 0,00734 + 0,00435 · (с_ya- 0,15) ²

Меняя c_ya от 0 до 0,6, получим график зависимости c_xa от c_ya .

Полученные значения координат занесем в таблицу 1.

Таблица 1 - Зависимости c_xa от c_ya.

cya	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8
cxa	0,00832	0,00745	0,00745	0,00832	0,01006	0,01267	0,016150	0,02049	0,02572

продолжение таблицы 1

cya	0.9	1,0	1,1	1,2	1,3	1,4	1,5
cxa	0,03180	0,03876	0,04659	0,05529	0,06485	0,07529	0,08659

Построение взлетной и посадочной поляр.

Взлётная и посадочная поляра строится по уравнению:

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления на режимах взлёта и посадки:

где c_{ха ш}= 0,015 - минимальный коэффициент лобового сопротивления самолёта для крейсерского режима полёта.

Эффективное удлинение крыла вблизи Земли определяется по формуле:

где - отношение расстояния ¼ средней аэродинамической хорды крыла до земли к размаху крыла.

.

Принимается на взлетном режиме - c_{ха ЗАК}  0,05;

на режиме посадки - c_{ха ЗАК}  0,09.

Расчет поляр на взлетном режиме.

Определяется минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета

Определяется расчётный коэффициент подъёмной силы.

Используя рассчитанные значения, получаем формулу для расчета координат точек поляры на взлетном режиме с механизированным крылом с учетом влияния земли:

.

Результаты расчета данной поляры сведены в таблицу 2

Таблица 2 - Координаты точек поляры на взлетном режиме с учетом влияния земли

cya	0	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,4	1,6
cxa	0,05098	0,04983	0,05035	0,05256	0,05644	0,06201	0,06925	0,07818	0,08878

Продолжение таблицы 2

cya	1,8	2,0	2,2	2,3
cxa	0,10107	0,11503	0,13068	0,13913

Расчет поляр на режиме посадки.

Определяется минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета.

.

Определяется расчётный коэффициент подъёмной силы.

.

Используя рассчитанные значения, получаем формулу для расчета координат точек поляры на режиме посадки с механизированным крылом с учетом влияния земли:

.

Результаты расчета данной поляры сведены в таблицу 3.

Таблица 3 - Координаты точек поляры на режиме посадки с учетом влияния земли

cya	0	0,2	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,4	1,6	1,8
cxa	0,0729	0,0718	0,0723	0,0746	0,0784	0,0840	0,0913	0,1002	0,11078	0,12307

продолжение таблицы 3

cya	1,6	1,8	2,0	2,2	2,4
cxa	0,11078	0,12307	0,13703	0,15268	0,170

График взлетно-посадочных поляр для механизированного крыла представлен на рисунке 3

Совместно поляра немеханизированного крыла и взлетно-посадочные поляры самолета представлены на рисунке 4.

Рисунок 1 - Характеристика подъемной силы

Рисунок 2 - Поляра немеханизированного крыла

Рисунок 3 - Взлетно-посадочные поляры самолета

Рисунок 4 - Поляра немеханизированного крыла и взлетно-посадочные поляры самолета