относительная площадь крыла обдуваемая винтами

Доверчивость — мать недоверия. Адриан Декурсель
ещё >>

Видео:Общие основы аэродинамики.Скачать

Курсовая работа: Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA

1. Подготовка исходных данных

2. Расчёт и построение зависимостей c_ya (α) для различных режимов полёта

2.1 Расчёт и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы М_кр (с_уа )

2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости c_ya (α)

2.3 Расчёт и построение взлётных кривых c_ya (α)

2.4 Расчёт и построение посадочных кривых c_ya (α)

2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей c_ya (α)

3. Расчёт и построение поляр самолёта

3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры

3.2 Расчёт и построение взлётных поляр

3.3 Расчёт и построение посадочных поляр

3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

В данной работе рассматривается лёгкий спортивный самолет «T-30 Katana», представляющий собой одноместный одномоторный свободнонесущий среднеплан с закрытой кабиной и неубирающимся шасси. Вычисляются основные геометрические и аэродинамические параметры этого самолёта, на основании которых строятся теоретические зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки и от коэффициента сопротивления (поляры) для взлетного, крейсерского и посадочного режимов полёта.

1. Подготовка исходных данных

Аэродинамические характеристики самолёта зависят от его геометрических параметров. Поэтому сначала по чертежу летательного аппарата (рисунок 1) узнаём необходимые размеры из заносим их в таблицу 1. В эту же таблицу заносим основные лётно-технические характеристики самолёта. Далее на основании имеющихся данных вычисляются прочие необходимые геометрические характеристики и также включаются в таблицу вместе с формулами, по которым они были вычислены.

= / b

1.11 Стреловидность по линии

λ_к = /(S-S_ф )

= S_ф / S

_г.д. = S_г.д. /S

_го(ф) = S_го(ф) / S_го

4

_обд = S_обд / S

12,8

Элемент самолета, параметр	Размерность	Обозначение, формула		Значение
1	2	3		4
1. Крыло:
1.1 Размах/ размах его консолей	мм	l/ lk = l- Dф		7,70/6,77
1.2 Площадь	м 2	S		10,60
1.3 Хорда средняя	мм	B= S/ l		1,38
1.4 Хорда центральная	мм	b0		1,82
1.5 Хорда концевая	мм	bк		0,89
1.6 Сужение в плане	ηb = b0 / bк		2,04
1.7 Относительная толщина профиля центрального			0,20
1.8 Относительная толщина профиля концевого			0,12
1.9 Средняя относительная толщина профиля	= (∙ ηb + ) / (ηb + 1)		0,17
1.10 Относительная координата максимальной толщины	град.
1.12 Относительная кривизна профиля	%			1,5
1.13 Относительная координата кривизны профиля			0,28
1.14 Угол закрутки концевого сечения	град.			3
1.15 Угол атаки нулевой подъемной силы	град.			-2,77
1.16 Стреловидность по линии 1/4 хорд	град.	1/4
1.17 Стреловидность по линии 1/2 хорд	град.	1/2		-3,8
1.18 Стреловидность по передней кромке	град.	п.к		+3,2
1.19 Удлинение крыла и консолей крыла геометрические
1.20 Относительная площадь крыла, занимаемая фюзеляжем	0,155
1.21 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами двигателей.	—
1.22 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами шасси	г.ш. = Sг.ш. /S		—
1.23 Относительная площадь не участвующая в обтекании потоком	0,155
1.24 Множитель	kэл		1
1.25 Удлинение эффективное	λэф = λ * Кχ /(1+)		4,84
1.26 Производная подъемной силы по углу атаки	1/град	=		0,077
1.27 Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный			0,186
1.28 Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке	м	h		1,22
2. Закрылок:
2.1 Относительная хорда		0,35
2.2 Размах	м		lзк	5,14
2.3 Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками		0,58
2.4 Угол отклонения при взлете	град.		δвз	20
2.5 Угол отклонения при посадке	град.		δпос	40
2.6 Хорда средняя крыла с выпущенными закрылками	м		bср.зк	1,20
2.7 Угол стреловидности по передней кромке закрылка	град.		χзк.п	-6,1
3. Предкрылок: отсутствует
3.1 Относительная хорда		—
3.2 Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылками		—
4. Горизонтальное оперение (ГО)
4.1 Хорда средняя	м		= Sго / lго	0,91
4.2 Относительная толщина	м		го	0,14
4.3 Размах ГО	м		lго	3,00
4.4 Площадь,относительная площадь	м 2 / 1		Sго / го =Sго/ S	2,73/0,26
4.5 Удлинение	λго = /Sго	3,30
4.6Стреловидность по линии ¼ хорд	град		χ 1/4го	-0,3
4.7 Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем	0,072
5. Вертикальное оперение (ВО)
5.1Площадь,относительная площадь	м 2 ; 1		Sво ; во = Sво / S	1,29 ; 0,12
5.2 Размах	м		lво	1,1
5.3 Хорда средняя	м		= Sво / lво	1,2
5.4 Относительная толщина	м		го	0,07
6. Шайбы, пилоны, гребни и т.п. — отсутствуют
6.1 Хорда средняя пилонов	м		= Sп / lп	—
6.2 Относительная толщина пилона	п	—
6.3 Площадь	м 2		Sп	—
7. Фюзеляж
7.1 Длина	м		lф	5,45
7.2 Площадь миделя	м 2			0,83
7.3 Диаметр миделя	м			1,02
7.4 Удлинение	λф = lф /	5,35
7.5 Длина носовой части	м		lн.ф	1,20
7.6 Удлинение носовой части	λн.ф = lн.ф /	1,18
7.7Отношение к площади крыла	ф . м = / S	0,078
7.8 Длина кормовой части	м		lк.ф	2,03
7.9 Удлинение кормовой части	λк.ф = lк.ф /	2,00
7.10 Площадь кормовой части	м 2			0,26
7.11 Сужение кормовой части	ηк.ф =/	0,31
7.12 Угол возвышения кормовой части	град		βк.ф
7.13 Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыла	м		ук	+0,72
8. Гондола двигателя — нет
9. Воздушный винт
9.1 Диаметр	м		DB	1,85
9.2 Расстояние от плоскости винта до ¼ хорды крыла по оси двигателя	м		хВ	1,4
9.3 Площадь, ометаемая винтом	м 2		SOM =πDB 2 /4	2,69
9.4 Относительная площадь крыла, обдуваемая винтом	м 2		0,1
9.5 Относительная площадь ГО, обдуваемая винтом	м 2		ГО . обд = SГО.обд /S	0,15
10. Общие данные
10.1 Взлётная масса самолёта	кг		m0	880
10.2 Расчетная скорость полета	км/ч		V	365
10.3 Расчетная высота полета	км		H	2,5
10.4 Тип и количество двигателей	n	1 проп. дв.
10.5 Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0
10.6 Среднее за полет аэродина- мическое качество рассматриваемого самолета	К
10.7 Относительная масса топлива	т = mт / m0	0,2

2. Расчёт и построение зависимостей c_ya (α) для различных режимов полёта

2.1 Расчёт и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы М_кр (с_уа )

Эта зависимость задаётся формулой:

Рисунок 2 — Зависимость критического числа Маха от режима полёта

2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости с_уа (α)

Эта зависимость строится для полёта на нулевой высоте при отсутствии экранного эффекта с убранными средствами механизации крыла на минимальной скорости полёта, которая находится по следующей формуле:

Ей соответствует число Маха:

Удлинение крыла данного самолёта достаточно велико (λ>4), и поэтому для нахождения теоретического наибольшего значения коэффициента подъёмной силы можно применить формулу:

Определяем три точки для построения графика с_уа (α):

И строим по этим трём точкам график зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, аппроксимируя её параболой в области больших углов атаки (рисунок 3 и рисунок 4, кривая 1).

Рисунок 3 — Вспомогательная зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.

2.3 Расчёт и построение взлётных кривых с_уа (α)

1) Во взлётном режиме закрылки выпущены под углом:

Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков , по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:

То есть на взлёте этот угол равняется:

Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле:

где — величина определяемая типом механизации крыла. Данный самолёт оснащён простым безщелевым отклоняемым закрылком, для которого . Для учёта влияния обдувки крыла винтом на подъёмную силу найдём сначала коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:

Зная данную величину, а также относительную площадь крыла, обдуваемую винтом, , по справочным данным определяем изменение максимального значения коэффициента подъёмной силы за счёт обдувки крыла винтом: .

Теперь можно вычислить максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли:

Исходя из найденных значений и неизменившейся величины , строим по аналогии со вспомогательной зависимостью с_уа (α) из пункта 2.2 взлётную кривую с_уа (α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 2).

2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:

А максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:

Находим фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние земли:

Тогда производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки с учётом экранного эффекта равна:

Используя найденные значения , строим взлётную кривую с_уа (α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 3).

2.4 Расчёт и построение посадочных кривых с_уа (α)

1) Во время посадки закрылки выпущены под углом:

Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков , по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:

То есть на посадке этот угол равняется:

Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле:

.

На посадке винт не влияет на подъёмную силу крыла. Тогда максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли равно:

Исходя из найденных значений и неизменившейся величины , строим посадочную кривую с_уа (α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 4).2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:

А максимальное значение коэффициента подъёмной силы в посадочной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:

Используя найденные значения , строим посадочную кривую с_уа (α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 5).

2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей c_ya (α)

Высота полёта расчётная Н=2500 м, скорость звука на этой высоте равна а_Н =330,6 м/с . Скорость полёта расчётная V=101,4 м/с , при этом число Маха равно:

Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. При этом для различных чисел Маха зависимость c_ya (α) задаётся формулой:

Сводим в таблицу 2 параметры этой зависимости для нескольких чисел Маха.

М	0,00	Мрасч =0,31	0,40	0,50	0,60
	0,078	0,082	0,085	0,090	0,097
	0,603	0,634	0,658	0,696	0,754

И по этим данным строим крейсерские зависимости c_ya (α) (рисунок 5).

3. Расчёт и построение поляр самолёта

3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры

1) При построении данной поляры принимают, что закрылки убраны, высота полёта нулевая, экранный эффект отсутствует, скорость полёта минимальна (М=М_min ).

2) Для нахождения профильного сопротивления фюзеляжа, сначала вычислим его число Рейносльдса:

Поскольку воздушный винт находится спереди, то весь фюзеляж обдувается турбулентным потоком, т.е. . Коэффициент сопротивления одной стороны плоской пластины в таком потоке при заданном числе Рейнольдса Re равен:

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Профильное сопротивления фюзеляжа как тела вращения определяют по формуле:

Далее учитываются конструктивные особенности фюзеляжа путём определения приращения коэффициента профильного сопротивления:а) из-за сужения кормовой части:

;

б) из-за её скошенности:

;

в) под влиянием фонаря кабины:

;

г) от установленного в носовой части ПД воздушного охлаждения:

Итак, коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа равен:

.

Вычислив его для

получаем: .

3) Для расчёта профильного сопротивления крыла найдём сначала его число Рейнольдса:

.

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления крыла находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

4) Для расчёта профильного сопротивления стабилизатора найдём сначала его число Рейнольдса:

.

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления стабилизатора находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

5) Для расчёта профильного сопротивления киля найдём сначала его число Рейнольдса:

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления киля находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

6) Рассматриваемый самолёт является среднепланом. Коэффициент интерференции для крыла и фюзеляжа среднеплана равен . Тогда приращение коэффициента профильного сопротивления крыла за счёт его взаимодействия с фюзеляжем равно:

7) Стабилизатор установлен вверху кормовой части фюзеляжа, а значит, коэффициент их интерференции равен . Тогда приращение коэффициента профильного сопротивления стабилизатора из-за его взаимодействия с фюзеляжем равно:

для М=М_min и Н=0 .8) Учтя вклад всех местных источников сопротивления: антенны, выхлопных патрубков, стыков между листами обшивки, щелей между крылом (оперением) и управляющими поверхностями — получаем следующее приращение к коэффициенту сопротивления, не зависящее от М, Н, и α:

9) Вспомогательная поляра строится при отсутствии тяги двигателя. При этом коэффициенты торможения потока для крыла, стабилизатора и киля равны:

10)

Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:

Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:

11) Рассчитаем теперь индуктивное сопротивление самолёта, для чего найдём коэффициент отвала поляры:

При М=М_min : .

Коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы следующим образом:

12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражением:

Итак, теперь можно найти коэффициент лобового сопротивления:

Шасси данного самолёта является неубирающимся, поэтому его воздушное сопротивление (по статистике ) учитывается во всех режимах полёта. Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.1.

По данным этой таблицы строятся график вспомогательной зависимости и вспомогательная поляра с разметкой углов атаки на ней (рисунок 3.1 и рисунок 4, где кривая 6 — вспомогательная поляра).

	-2,77	-2	0	2	4	6	8	10	12	14	16,73
	0	0,060	0,215	0,370	0,525	0,680	0,836	0,991	1,145	1,259	1,315
	0	0,000	0,000	0,000	0,001	0,001	0,003	0,005	0,009	0,016	0,040
	0	0,000	0,003	0,009	0,019	0,031	0,047	0,067	0,089	0,107	0,117
	0,041	0,041	0,044	0,050	0,060	0,074	0,091	0,112	0,139	0,164	0,198

Рисунок 3.1 — построение вспомогательной поляры

3.2 Расчёт и построение взлётных поляр

1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 20 О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=М_min ). 2 — 8) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлётном режиме.9) Для учёта вклада обдувки самолёта винтом в лобовое сопротивление найдём коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:

При этом коэффициенты торможения потока для крыла, киля и стабилизатора равны:

Коэффициент дополнительного сопротивления из-за обдува части крыла винтом определяется по формуле:

для М=М_min и Н=0 .10)

Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:

Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:

11) Без учёта экрана земли коэффициент отвала поляры рассчитывается по тем же формулам и имеет то же численное значение, что и при расчёте вспомогательной поляры (раздел 3.1, пункт 11): . С учётом экранного эффекта коэффициент отвала поляры ищется по формулам:

Итак, коэффициент индуктивного сопротивления без учёта и с учётом экранного эффекта ищется по формулам:

12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):

13) Выпущенные на 20 О при взлёте закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:

где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):

Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.1. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 7).

	-9,67	-6	-3	0	3	6	8	10	12	14	15,07
	0	0,285	0,518	0,750	0,983	1,218	1,371	0,991	1,515	1,662	1,669
	0	0,000	0,000	0,001	0,002	0,005	0,007	0,005	0,012	0,027	0,039
	0	0,005	0,018	0,038	0,065	0,100	0,127	0,067	0,155	0,187	0,188
	0,111	0,116	0,129	0,150	0,179	0,215	0,245	0,112	0,278	0,325	0,339

Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.2. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 8).

	-9,67	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6	8	9,62
	0	0,155	0,340	0,525	0,711	0,896	1,081	1,267	1,433	1,530	1,491
	0	0,000	0,000	0,000	0,001	0,002	0,004	0,007	0,013	0,021	0,039
	0	0,001	0,004	0,008	0,015	0,024	0,036	0,049	0,063	0,071	0,074
	0,111	0,112	0,115	0,120	0,128	0,138	0,151	0,167	0,187	0,204	0,224

3.3 Расчёт и построение посадочных поляр

1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 40 О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=М_min ). 2 — 10) При посадке двигатель работает на очень слабом или холостом ходу, и поэтому вкладом обдувки от воздушного винта в сопротивление можно пренебречь. Поэтому все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 10 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и в посадочном режиме. В итоге:

11) Индуктивное сопротивление и с учётом, и без учёта экранного эффекта задается одними и теми же формулами в посадочном и во взлётном (раздел 3.2, пункт 11) режимах.

12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):

13) Выпущенные на 40 О при посадке закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:

где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков. Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):

Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.1. По данным этой таблицы строятся посадочные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 9).

	-14,8	-11	-8	-5	-3	-1	1	4	7	9	12,45
	0	0,295	0,528	0,761	0,916	1,071	1,226	1,459	1,677	1,774	1,839
	0	0,000	0,000	0,001	0,001	0,002	0,003	0,006	0,012	0,017	0,040
	0	0,006	0,019	0,039	0,057	0,077	0,102	0,144	0,190	0,213	0,228
	0,180	0,186	0,199	0,220	0,238	0,260	0,285	0,330	0,382	0,410	0,448

Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).

	-14,8	-12	-10	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6,44
	0	0,260	0,445	0,630	0,816	1,001	1,186	1,372	1,547	1,662	1,712
	0	0,000	0,000	0,001	0,001	0,002	0,004	0,007	0,011	0,018	0,040
	0	0,002	0,006	0,012	0,020	0,031	0,043	0,057	0,073	0,084	0,089
	0,180	0,182	0,186	0,193	0,202	0,213	0,227	0,244	0,264	0,283	0,309

Рисунок 4 — Вспомогательные, взлётные и посадочные зависимости с_уа (α) и поляры самолёта.

3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна а_Н =330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна ν_Н =1,79*10 -5 м 2 /с . Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 — 8, 11, 12) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесь вычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса, входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с . 9,10) В крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:

Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и с_уа сводим в таблицу:

Рисунок 5 — Крейсерские поляры и зависимости суа (α).

1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта. — М.: Оборонгиз, 1957.

2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристики самолётов: Учебное пособие. — Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.

3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. — М.: Машиностроение, 1976.

Видео:Стреловидность крыла - Основы авиации #10Скачать

Определение геометрических размеров крыла

Видео:Как летает самолет? Закон Бернулли - Основы авиации #2Скачать

Выбор профиля крыла

Крыло является основной частью самолета, и от выбора его геометрических размеров в высшей степени зависят параметры всего СЛА.

Под геометрическими размерами крыла подразумевается его площадь S, размах l, удлинение , сужение , относительная толщина и кривизна профиля .

Влияние на аэродинамические характеристики крыла оказывает выбор его профиля. При этом необходимо учитывать: с одной стороны — назначение СЛА и предполагаемый диапазон скоростей его полета, с другой — прочностные свойства крыла и технологические возможности.

С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным является профиль, имеющий высокое значение коэффициента подъемной силы Су на больших углах атаки крыла и высокое аэродинамическое качество К. на умеренных углах. Высокое значение Су позволяет при заданной площади крыла уменьшить скорости взлета и посадки самолета, а высокое качество обеспечивает максимальную скорость полета при заданной мощности двигателя. Мощность двигателя и качество самолета определяют и такую важную характеристику, как скороподъемность (вертикальная скорость набора высоты после взлета).

Наиболее широкое применение на СЛС находят хорошо зарекомендовавшие себя профили P-II .(рис. 1.2)

Рис. 1.2 Поляра и координаты профиля P-II-18
и P-III (рис. 1.3)

Рис. 1.3 Поляра и координаты профиля P-III-15

и другие с относительной толщиной 12. 20%.

В последнее время начали применяться планерные ламинаризированные профили с очень высоким аэродинамическим качеством. Однако это качество может быть достигнуто только при достаточно высокой чистоте поверхности крыла.

Если в техническом задании есть требование получения максимальной скорости при хороших взлетно-посадочных характеристиках самолета, то необходимо применить взлетно-посадочную механизацию крыла в виде закрылков, предкрылков, зависающих элеронов. Закрылки могут быть простыми, однощелевыми, многощелевыми, выдвижными.

Щитки на СЛА обычно не применяются из-за резкого ухудшения аэродинамического качества крыла при сравнительно небольшом увеличении коэффициента подъемной силы.

Аэродинамические характеристики механизированных крыльев с взлетно-посадочной механизацией приведены в табл. 1.3.

Таблица 1.3 Аэродинамические характекристики механизированных крыльев

Следует иметь в виду, что указанные в табл. 1.3 приращения коэффициента подъемной силы будут иметь место в том случае, если механизация расположена по всему размаху крыла. Обычно она занимает только часть размаха, в этом случае приращение коэффициента максимальной подъемной силы и коэффициента сопротивления от механизации при оптимальных углах отклонения механизации приближенно можно определить по формулам:

(1.6)

Для значительного увеличения коэффициента подъемной силы на режимах взлета и посадки, при сохранении достаточно высокого аэродинамического качества на крейсерских режимах, но только для скоростных СЛС, может быть рекомендован профиль крыла GA(W)-1, координаты и аэродинамические характеристики которого соответственно представлены в табл. 1.4. и на рис. 1.4.

Таблица 1.4 Координаты профиля GA(W)-1

Рис 1.4 Поляры профиля GA(W)-1 при различных углах отклонения закрылка

Достоинством данного профиля является и то, что он обеспечивает достаточно плавный срыв потока с убранной механизацией на закритических углах атаки.

При выборе механизации необходимо учитывать, что все виды механизации (кроме предкрылка): во-первых, ухудшают аэродинамическое качество СЛА, а значит, требуют большей мощности двигателя; во-вторых, приводят к усложнению конструкции и увеличению массы крыла; в-третьих, снижают надежность СЛА.

Поэтому, несмотря на значительный выигрыш в уменьшении площади крыла, во многих случаях применение механизации на СЛА оказывается нецелесообразным.

Относительная толщина профиля выбирается в пределах 14. 22%. Уменьшение относительной толщины ниже 14% нецелесообразно из-за уменьшения строительной высоты крыла, а значит, увеличения массы лонжеронов (прежде всего его полок). Кроме того, уменьшаются несущие свойства крыла, особенно на малых скоростях полета.

Крылья с относительной толщиной профиля более 18. 22% уступают по аэродинамическим характеристикам более тонким профилям из-за увеличения их лобового сопротивления. Причем это ухудшение характеристик не может быть компенсировано уменьшением веса крыла, так как при очень больших строительных высотах площадь поперечного сечения: полок лонжеронов определяется не из условия прочности, а из «конструктивных соображений», в то время как вес стенок растет.

Наиболее выгодными можно считать профили с переменной относительной толщиной — 18. 20% у корневой нервюры и 10. 14% у концевой нервюры консоли крыла. Однако изготовление такого крыла вызывает большие технологические трудности. Исключение составляют моноблочные крылья, в конструкции которых в качестве наполнителя используется пенопласт.

Видео:Почему крылья на разных уровнях? Высокоплан, среднеплан, и низкопланСкачать

Определение площади крыла

Площадь крыла является одним из наиболее характерных размеров самолета. Она определяет большинство размеров самолета, технических, весовых и геометрических параметров СЛА.

Уменьшение площади, а значит, и массы крыла, оказывает существенное влияние на уменьшение массы всего СЛА, но, как правило, требует большей мощности двигателя.

Минимально возможная площадь крыла определяется из условия обеспечения заданной скорости отрыва самолета при взлете.

Подъемную силу, создаваемую крылом в момент отрыва самолета, можно определить по формуле

а так как подъемная сила в момент отрыва самолета примерно равна его весу, то, подставив в уравнение (1.8) вместо подъемной силы Y вес самолета G_o и решив уравнение относительно S, получим

Если крыло механизации не имеет или при взлете она не используется, то

Коэффициент при С_{у mаx}, равный 0,8, вводится с учетом того, что, во-первых, подъемная сила горизонтального оперения самолета, выполненного по нормальной схеме, направлена вниз и вычитается из подъемной силы крыла; во-вторых, необходим некоторый запас по углу атаки крыла для предотвращения срыва потока при случайном увеличении угла атаки вследствие вертикальных порывов или ошибок летчика.

Выбор площади крыла при заданном весе самолета однозначно определяет такой характерный параметр, как удельная нагрузка на крыло G_o/S. Для большинства СЛА, выполненных по самолетной схеме, она находится в пределах 20. 50 кгс/м2. Чем больше значение отношения G_o/S, тем труднее обеспечить заданные значения скоростей отрыва посадки самолета.

Для приближенных расчетов удельную нагрузку на крыло по заданной скорости отрыва можно выбрать по графику на рис. 1.6.

Рис 1.6 Зависимость удельной нагрузки на крыло от заданной скорости отрыва самолета:
1 — без механизации, 2 — простой закрылок, 3 — выдвижной закрылок, 4 — выдвижной многощелевой закрылок

Выбор удлинения крыла

Важным безразмерным параметром крыла является его удлинение — отношение размаха крыла к

При выборе удлинения крыла следует учитывать, что значение именно этого параметра оказывает наиболее сильное влияние на его аэродинамическое качество. Чем больше удлинение крыла, тем выше аэродинамическое качество крыла, а значит, и СЛА в целом.

Аэродинамическое качество СЛА, в первом приближении, можно определить, воспользовавшись графиком, представленным на рис. 1. 7.

Рис 1.7 К выбору удлинения крыла:
1 — рекордные планеры с ламинаризированными профилями, 2 — планеры и мотопланеры, 3 — сверхлегкие самолеты

Увеличение аэродинамического качества К, при сохранении неизменными других характеристик СЛА, позволяет снизить мощность, а значит, и массу силовой установки.

С другой стороны, увеличение удлинения крыла неизбежно вызывает увеличение массы крыла. Это объясняется тем, что при заданной площади S увеличение вызывает уменьшение хорд, а значит, и строительных высот крыла.

Если СЛА предназначен для длительных полетов, то в расчет необходимо включать и изменение потребной массы топлива.

Оптимальным можно считать такое удлинение крыла, при котором суммарная масса крыла, силовой установки и потребного запаса топлива будет минимальной.

Часто СЛА с заданной максимальной скоростью горизонтального полета проектируются под имеющийся в наличии двигатель. В этом случае минимально необходимое удлинение min определяется, исходя из энергетических возможностей выбранного двигателя.

За 1 с двигатель может выполнить работу по перемещению СЛА, равную (Н*м)

где в — КПД винта на скорости набора высоты; для винта фиксированного шага его можно принять равным 0,55. 0,60 для однорежимного самолета (когда отношение V_max/V_oтр 2) и 0,50. 0,55 для многорежимного самолета (когда отношение V_max/V_отp 2).

Если максимальная скорость горизонтального полета задана техническим заданием, то потребную тягу двигателя при этой скорости легко определить, воспользовавшись формулой

Так как в установившемся горизонтальном полете потребная тяга двигателя Р равна сопротивлению самолета X, а подъемная сила Y равна весу СЛА G_o, то

Минимальное удлинение крыла, обеспечивающее заданное аэродинамическое качество, можно найти, воспользовавшись графиком, представленным на рис. 1.7, считая величину аэродинамического качества К известной и равной К_потр.

Видео:Подъёмная сила крыла ● 4Скачать

Выбор других параметров, определяющих форму крыла в плане

Сужение крыла (отношение корневой хорды крыла к концевой) оказывает влияние на качество, вес и характеристики устойчивости CЛА, особенно поперечной. Увеличение сужения крыла, благодаря уменьшению индуктивного сопротивления, увеличивает его аэродинамическое качество. При увеличении сужения уменьшается и вес крыла. Однако чрезмерное увеличение сужения ухудшает срывные характеристики крыла (начало срыва смещается на конец крыла), а значит, ухудшает характеристики поперечной устойчивости.

Оптимальные значения сужения крыла находятся в пределах 1,5. 2 для сверхлегких самолетов и 2. 4 для планеров любительской постройки.

Вместе с тем при выборе сужения крыла необходимо учитывать трудности технологического характера, связанные с изготовлением крыла. Так, если крыло имеет сужение, не равное единице, то:

• для изготовления каждой нервюры консоли потребуется свой шаблон
• задний лонжерон двухлонжеронного крыла либо будет иметь излом в плоскости симметрии самолета, либо криволинейные полки
• при переменной относительной толщине крыла криволинейными будут и полки основного лонжерона

С учетом вышеизложенного для самолетов любительской постройки лучше: либо принимать сужение равным единице (рис. 1.8),

Рис 1.8 Рекомендуемые формы крыла в плане

либо выполнять сужающимися только отдельные части крыла.

Стреловидность крыла СЛА, выполненного по нормальной схеме, по основному лонжерону целесообразно выполнять равной нулю. Стреловидность по передней кромке крыла при этом не будет превышать 2. 3°.

Большую стреловидность крыла могут иметь СЛА типа «летающее крыло», «бесхвостка» и другие СЛА оригинальных схем.

Отрицательную стреловидность крыла использовать нецелесообразно из-за большой трудности обеспечения достаточной жесткости крыла на кручение.

Видео:Как крылья создают подъемную силу?Скачать

Выбор места расположения и геометрических размеров элеронов

Для увеличения эффективности элеронов их стремятся разнести как можно дальше от продольной оси самолета. Если элероны расположены на концах крыла (рис. 1.9),

Рис 1.9 К выбору геометрических размеров элеронов

то их площадь в первом приближении можно определить на основании статистики по формуле

где эл можно принять равной 0,05. 0,07 для маломаневренных и 0,07. 0,09 для маневренных СЛС. Однако, как будет показано ниже, относительная площадь элерона эл в полной мере эффективность элеронов характеризовать не может.

Эффективность элеронов удобнее оценивать, используя величину, называемую коэффициентом момента элеронов. Эту величину можно определить по формуле

где S_эл.э — эффективная площадь элерона — площадь крыла (рис. 1.9), расположенная впереди элерона; a_эл — расстояние между центрами «тяжести» эффективных площадей элерона; l_эл -размах элерона; b_эл — средняя хорда элерона.

На рис. 1.10 представлены графики зависимости коэффициента поперечного момента от угла отклонения элерона эл для четырех значений = эл/. Из графиков видно, что при эл >20° величина растет очень медленно, поэтому максимальные углы отклонения элерона больше 20. 25° выбирать нецелесообразно. Следует также учитывать, что увеличение относительной хорды элерона =b_эл/b выше 0,20. 0,25 значительного прироста не дает, поэтому нецелесообразно.

Рис 1.10 Зависимость коэффициента поперечного момента от угла отклонения элеронов

С учетом этого, приняв =0,25, формула (1.15) примет вид

Если хорда крыла остается постоянной по всему его размаху, то есть =1, то формула (1.16) примет еще более простой вид:

Малые значения коэффициента m_x делают СЛА «вялым» при управлении по крену. Большие — делают управление чрезмерно чувствительным и приводят к быстрой утомляемости пилота. Оптимальными значениями можно считать:

• 0,012. 0,018 — для неманевренных СЛС
• 0,018. 0,024 — для маневренных СЛА

Указанные значения mx целесообразно увеличить на 0,003. 0,005 для СЛА с верхним расположением крыла или большими углами поперечного V крыла. Потребность увеличения может возникнуть и при возросшем моменте инерции СЛА вследствие разноса масс вдоль размаха крыла: установки двигателей, топливных баков или оборудования на крыле.

Из-за малых усилий на ручке управления самолетом (РУС) применять аэродинамическую компенсацию элеронов на СЛА нецелесообразно.

Чтобы не допустить флаттер, элероны крыльев больших удлинений должны иметь полную весовую компенсацию.

по материалам: П.И.Чумак, В.Ф Кривокрысенко «Расчет и проектирование СЛА»

📸 Видео

Зачем нужны винглеты? Почему на МС-21 их нет?Скачать

Как работают крылья. Общее заблуждение о подъемной силе.Скачать

Учебный фильм: Общие основы аэродинамикиСкачать

Су-47 Беркут и Grumman X-29 — Крыло ОБРАТНОЙ Стреловидности / ENG SubsСкачать

Аэродинамика для всех - Часть 2 Закон Бернулли, Угол атакиСкачать

Подъёмная сила крыла ● 2Скачать

Как механизация помогает нам летать?Скачать

Как летают самолеты? Компоненты и объяснение эффекта КоандаСкачать

что это за законцовки на конце крыла (винглеты), зачем они нужны и какую функцию, роль выполняют?Скачать

Про КОС, изменяемую стреловидность и треугольное крыло - Основы авиации #12Скачать

Закон БернуллиСкачать