Подобные документы

Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.

книга, добавлен 25.02.2010


Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.

курсовая работа, добавлен 20.09.2012


Требования, предъявляемые к фюзеляжу самолета. Узлы крепления к нему отдельных агрегатов. Конструкция элементов балочного фюзеляжа обшивочного типа. Конструктивные особенности герметических кабин. Раскрой листов обшивки, нормальных и усиленных шпангоутов.

курсовая работа, добавлен 20.03.2013


Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.

курсовая работа, добавлен 01.03.2015


Техническое описание самолета. Система управления самолетом. Противопожарная и топливная система. Система кондиционирования воздуха. Обоснование проектных параметров. Аэродинамическая компоновка самолета. Расчет геометрических характеристики крыла.

курсовая работа, добавлен 26.05.2012


Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.

курсовая работа, добавлен 10.12.2013


Характеристики МиГ-35, история его создания и летные качества. Силовая установка РД-33МК "Морская Оса". Особенности расчета летно-технических характеристик самолета с ТРДД. Термогазодинамический расчет. Рекомендации по усовершенствованию работы двигателя.

контрольная работа, добавлен 06.05.2014


Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.

курсовая работа, добавлен 29.10.2012


Классификация самолета Airbus A321. Устройство фюзеляжа. Сравнение с А320 и технические характеристики. Несущие свойства крыла. Модификации самолета. Электродистанционная система управления. Взлётно-посадочные характеристики, а также дальность полета.

реферат, добавлен 16.09.2013


Статистическое проектирование облика самолета. Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях. Конструкция лонжерона крыла. Технологический процесс листовой штамповки. Определение себестоимости самолета.

Вариант 1

Минск, 2014

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

c ya является одной из аэродинамических характеристик профиля крыла и летательного аппарата в целом. Этот коэффициент является определяющей величиной в формуле экспериментальной аэродинамики для подъемной силы:

где ρ – плотность воздуха;

V – скорость полета летательного аппарата;

S – площадь крыла.

Аэродинамический коэффициент подъемной силы c ya 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 c ya существенно зависит и от угла атаки α (угол между вектором скорости движения летательного аппарата и средней аэродинамической хордой крыла). График зависимости c ya = f(α) показан на рис. 1.

Рис. 1 График зависимости c ya = f (α )

На этом графике: α 0 – угол атаки нулевой подъемной силы (c ya = 0);

α н.с – угол атаки начала срыва потока на верхней поверхности крыла;

α кр – критический угол атаки;

c ya н.с – аэродинамический коэффициент подъемной силы при начале срыва потока;

c ya max – максимальный коэффициент подъемной силы.

В диапазоне летных углов атаки (вплоть до α н.с ) зависимость c ya = f (α) носит линейный характер и определяется выражением:

где производная аэродинамического коэффициента подъемной силы по углу атаки.

При выполнении установившегося горизонтального полета самолета должно выполняться равенство:

где m п - полетная масса самолета;

g – ускорение свободного падения.

Из равенства (2) следует выражение для c ya :

По вычисленному значению c ya на построенном графике зависимости c ya = f (α ) определяется угол атаки α при установившемся горизонтальном полете самолета.

Полетная масса самолета

m п = 63400 кг.

Скорость установившегося горизонтального полета V

V = 810 км/час.

Расчетная высота полета H

H = 10500 м.

Площадь крыла S

S = 186,5 м 2 .

Величина

5,77 1/рад.

Величина c ya max

c ya max = 1,77.

Величина α 0

α 0 = 1,3º.

Величина Δα кр

Δα кр = 0,063 рад.

с ya н.с = 0,85·с ya max = 0.85·1,77 = 1,5045.

График зависимости c ya = f(α) .

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1,4

1,6

1,8

c ya

с ya max

с ya н.с

Рис. 2. График зависимости c ya = f (α )

По таблице Международной стандартной атмосферы при H = 10500 м (см. приложение) определяется ρ = 0,389 кг/м 3 , V = 810 км/час = 225,0 м/с и вычисляем c ya :

По графику зависимости c ya = 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 m п, площади крыла S , потребной тяги P п , и поляре, заданной зависимостью

c xa = 0,017 + 0,057 c ya 2

Установившийся горизонтальный полет - это прямолинейный полет самолета с постоянной скоростью, на постоянной высоте, при малых углах атаки α , описываемый уравнениями движения:

где P – тяга двигателей;

X a – сила лобового сопротивления:

Y a – подъемная 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 Р п и располагаемой тяг Р р.

Потребной тягой Р п 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:

Р п = Х а (5)

Поделив почленно первое уравнение системы (4)на второе, получим

где с xa - аэродинамический коэффициент лобового сопротивления;

с ya - аэродинамический коэффициент подъемной силы;

K – аэродинамическое качество.

Располагаемая тяга Р р - 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 Р п = f (V ) и Р р = 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

Рис. 3. Диаграмма потребных и располагаемых тяг

Из выражения (6) определяется:

Найденное значение c ya подставляется в уравнение поляры

c xa = 0,017 + 0,057 c ya 2 = 0,017 + 0.057(12,43 c xa ) 2 .

8,81c xa 2 - c xa + 0,017 = 0.

Из полученного уравнения определяется c xa :

Выбирается меньшее из значений c xa = 0,021.

Из выражения (5) определяется скорость установившегося горизонтального полета:

при H = 10500 м ρ = 0,389 кг/м 3 .

258,37 м/с = 930 км/час.

Аэродинамические характеристики самолёта.

Геометрические характеристики фюзеляжа. К геометрическим характеристикам фюзеляжа относятся:

Рис. 8.1. геометрические характеристики фюзеляжа. Длина фюзеляжа Lф - наибольший размер фюзеляжа вдоль продольной оси.

Мидель – шпангоут - линия пересечения наружной поверхности фюзеляжа с вертикальной поперечной плоскостью, проходящей посередине его длины.

Площадь миделевого сечения фюзеляжа Sм.ф. - наибольшая площадь сечения фюзеляжа плоскостью, перпендикулярной продольной оси.

Эквивалентный диаметр фюзеляжа d ф.э .- диаметр круга, площадь которого равна площади миделевого сечения фюзеляжа.

Высота h ф и ширина d ф фюзеляжа - максимальные внешние размеры поперечного сечения фюзеляжа.

Удлинение фюзеляжа λ ф - отношение длины фюзеляжа к эквивалентному диаметру фюзеляжа d ф э. Определяется выражением:

λ ф = Lф / d ф э.; (8.1.).

Аналогично определяется удлинения носовой,хвостовой и средней частей фюзеляжа:

λ н = L н / d ф.э.; λ х = L н / d ф.э. ; λ ц =L ц / d ф.э.; (8.2.).

- Омываемая площадь поверхности фюзеляжа - Sф, это площадь фюзеляжа находящаяся в потоке, которая определяется по расчетной схеме фюзеляжа с учетом особенностей его обводов.

Аэродинамические характеристики самолёта.. Подъёмная сила самолёта кроме крыла может создаваться другими элементами самолёта –фюзеляжем, горизонтальным оперением, гондолами двигателя и т.д. Но подъёмная сила, создаваемая этими элементами очень мала по сравнению с подъёмной силой создаваемой крылом. Поэтому в приближённых расчетах подъёмная сила самолета считается равной подъёмной силе изолированного крыла. Уст. = Укр. График зависимости коэффициента подъёмной силы самолёта Су = ƒ(α) имеет такой же вид, как и график коэффициента подъёмной силы крыла Сукр = ƒ(α) (Рис. 5.1.) Аэродинамические особенности фюзеляжей транспортных самолётов . Лобовое сопротивление фюзеляжа на небольших скоростях (при отсутствии сжимаемости) при нулевой подъёмной силе У 0 ф складывается из сопротивления давления, донного сопротивления и сопротивления трения. В связи с тем, что фюзеляжи транспортных самолетов имеют умеренные и малые значения удлинения λф, сравнительно резкое изменение площадей поперечного сечения в районе носовой и хвостовой частей, и несимметричность относительно продольной оси фюзеляжа, то

эти особенности компоновки фюзеляжей транспортных самолетов оказывают существенное влияние на картину обтекания и их аэродинамические характеристики. В результате резкого увеличения площади поперечного сечения носовой части фюзеляжа транспортного самолета давление на поверхности носовой части фюзеляжа увеличивается и увеличивается сопротивление давления. Наличие донного среза и относительно резкое уменьшение площади поперечного сечения хвостовой части фюзеляжа транспортного самолета приводит к повышенной эжекции (отсосу) частиц воздуха из области хвостовой части, к снижению давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа и, как следствие, к возникновению так называемо го донного сопротивления.

Сопротивление трения в пограничном слое фюзеляжа определяется характером пограничного слоя, который практически на всей поверхности фюзеляжа турбулентный.

В дозвуковом полете при нулевой подъемной силе фюзеляжа У ф сила лобового сопротивления фюзеляжа Х ф состоит из сопротивления давления

Хдав. сопротивления трения Хтр. и донного сопротивления Хдон..

Х ф = Х дав. + Хтр. + Хдон. (8.3.)

На околозвуковых скоростях полета появляется новый вид сопротивления фюзеляжа - волновое сопротивление Хв.ф., которое обусловлено потерей части кинетической энергии потока на местных скачках уплотнения.

Для обеспечения меньшего лобового сопротивления фюзеляж стремятся выполнить удобообтекаемой формы, с хорошей обработкой поверхности и сравнительно большого удлинения λ.

Лобовое сопротивление самолёта Лобовое сопротивление самолёта складывается с учётом влияния других частей самолёта Отдельные части самолёта, соединённые в одно целое изменяют аэродинамические характеристики вследствие интерференции т. е. взаимного влияния друг на друга. Интерференция может быть положительной, если суммарное сопротивление самолёта уменьшается и отрицательной, если сопротивление увеличивается. В местах соединений крыло – фюзеляж, крыло - гондола, хвостовое оперение - фюзеляж возникают разные скорости течения струек обтекающие эти части самолёта. Это приводит к завихрению потока, расширению и отрыву пограничного слоя, и увеличению лобового сопротивления самолёта. Увеличение вредного сопротивления происходит интенсивнее, если при сопряжении частей самолёта возникает диффузорное расширение потока (рис.8.2). Для уменьшения отрицательного влияния интерференции в местах сочленения частей самолёта устанавливаются зализы (обтекатели).

Рис.8.2. Диффузорный эффект.

Общее сопротивление самолёта представляет сумму сопротивлений крыла и сопротивлений остальных частей самолёта не создающих подъёмной силы с учётом интерференции, а именно: сопротивление фюзеляжа Хф, сопротивление гондол двигателя Хгн.дв, сопротивление горизонтального оперения Хго. Сопротивление вертикального оперения Хво. И т.д. Хст. = Хкр. + Хф. + Хгн.дв. + Хго. + Хво. = Хкр. + Хвр. (8.4.) Сопротивление ненесущих частей самолёта называют вредным сопротивлением. Лобовое сопротивление самолёта можно рассмотреть как сопротивление независящее от угла атаки (постоянная составляющая) и индуктивное сопротивление, зависящее от подъёмной силы. Постоянная составляющая сопротивления, куда входит сопротивление ненесущих частей самолёта, равна сопротивлению самолёта при Су = 0 и α 0. На околозвуковых скоростях полета появляется новый вид сопротивления фюзеляжа - волновое сопротивление Хв.ф., В таком случае полное сопротивлене можно записать в виде: Хст = Хα 0 + Хι + Хв.ф (8.5.) Аэродинамическая характеристика самолёта Сх = ƒ(α) имеет такой же вид как и такая же характеристика крыла, но кривая сдвинута вверх на величину постоянной составляющей Хα 0 Поляра самолёта смещена вправо относительно поляры крыла на величину вредного сопротивления. Аэродинамическое качество самолёта всегда меньше качества его крыла т.к. сопротивление самолёта больше сопротивления крыла поэтому кривая К = ƒ(α) самолёта пройдёт ниже кривой К = ƒ(α) крыла.. .

Контрольные вопросы. 1 .Перечислите геометрические характеристики фюзеляжа самолёта 2. Чему равняется лобовое сопротивление фюзеляжа?

3. В чём заключаются аэродинамические особенности фюзеляжа транспортных самолёт 4. Причины образования интерференции и как она влияет на лобовое сопротивление самолёта? 5. Чем отличается аэродинамическая характеристика самолёта Сх = ƒ(α) от такой же характеристики его крыла?

6. Чем отличается аэродинамическое качество самолёта от аэродинамического качества крылa?

Механизация крыла.

Крыло, рассчитанное для высоких скоростей горизонтального полёта, не пригодно для полётов на малой скорости при взлёте или заходе на посадку т.к.оно не в состоянии создать заданную подъёмную силу. Взлетно-посадочные характеристики самолета, основными из которых являются скорость отрыва, длина разбега, посадочная скорость, длина пробега требуют изменения аэродинамических характеристик крыла т.к. уменьшение скорости полёта

уменьшает подъёмную силу данного крыла. В других случаях движения самолёта (экстренное снижение, пробег после посадки) требуется уменьшение подъёмной силы крыла. Для реализации этих требований идут по пути установки на крыло специальных приспособлений, служащих для увеличения или для изменения подъёмной силы (Рис. 9.1.). Такие устройства, служащие для изменения аэродинамических характеристик и улучшения устойчивости и управляемости самолёта, называются механизацией крыла. К основным видам механизации относятся щитки, закрылки, предкрылки, интерцепторы, системы управления пограничным слоем, реактивные закрылки и крылья с изменяемой геометрией.

Основными принципами действия механизации являются увеличение кривизны профиля крыла и управление пограничным слоем на поверхности крыла.

Рис. .9,1 Механизация крыла транспортного самолета:

1 - схема механизированного крыла; 2- интерцептор (тормозной щиток). 3 - принцип действия предкрылка; 4 - принцип действия многощелевого закрылка.

Известно, что при увеличении кривизны крыла увеличивается коэффициент подъёмной силы Су на тех же углах атаки. Управление пограничным слоем производится путём сдува или отсоса потока у поверхности крыла, что приводит к увеличению кинетической энергии пограничного слоя, а это затягивает срыв потока на большие углы атаки α и увеличивает коэффициент подъёмной силы Су. Изменить подъёмную силу можно путём применения крыльев с изменяемой геометрией. Рассмотрим работу некоторых видов механизации

Щитки - плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней его кромки. Хорда щитка ровна примерно 25% от хорды крыла, а размах щитков рвыен 40 – 60% размаха крыла. На взлёте щитки отклоняются на 15 – 20º, на посадке- 40 – 60º. Увеличение Су происходит из –за увеличения давления под крылом в результате торможения потока выпущенным щитком. Увеличение подъёмной силы происходит в результате увеличения кривизны профиля и в результате образования разрежённой области между щитком и крылом, которая вызывает отсасывание струек, обтекающею верхнюю поверхность крыла, под крыло. Выпуск щитков увеличивает Су (до 60%) и на 1- 2º уменьшают α крит. , а так же увеличивает лобовое сопротивление самолёта, что уменьшает качество самолёта. Благодаря простоте конструкции, щитки широко распространены на лёгких самолётах.

Закрылки - подвижная хвостовая часть крыла (Рис 9.1.). Существует несколько видов закрылков: простые, щелевые, подвесные, выдвижные и др. Наиболее эффективными являются выдвижные многощелевые закрылки. При отклонении таких закрылков увеличивается площадь крыла и кривизна профиля. Увеличение подъёмной силы при выпуске закрылков происходит по тем же причинам, что и при выпуске щитков. Выпуск закрылков (рис. 9.2.) увеличивает подъёмную силу и сопротивление крыла, уменьшает критический угол атаки, угол нулевой подъёмной силы и качество крыла. На взлёте закрылки отклоняются на 15- 20º, в этом случае Су увеличивается в большей степени, чем Сх, что уменьшает скорость отрыва и длину разбега. На посадке закрылки отклоняются на 25-40º, что вызывает дальнейший рост Су и больший рост Сх, что снижает длину посадочной дистанции.

Предкрылки - профилированная часть крыла, расположенная на его передней кромке. Предкрылки бывают автоматические, управляемые и фиксированные. Принцип действия предкрылков заключается в следующем: при выдвижении предкрылка образуется сужающаяся щель между предкрылком и крылом. Поток воздуха, проходя через эту щель увеличивает свою скорость и следовательно кинетическую энергию. Увеличивающая кинетическая энергия препятствует отрыву пограничного слоя с верхней

поверхности крыла. Критический угол атаки может увеличиваться на 10 - 15º и значительно повышается Суmax.(Рис. 9.3.) Применение предкрылков совместно с закрылками обеспечивает увеличение кривизны профиля и площади крыла, увеличивает подъёмную силу и лобовое сопротивление, расширяет диапазон лётных углов атаки за счёт уменьшения угла атаки нулёвой подъёмной силы и увеличения критического угла атаки.

Рис. 9.2. Влияние отклонения закрылка на коэффициент Су и α крит.

Предкрылки могут устанавливаться как воль всего крыла, так и на концах крыльев. Установка предкрылков по всему размаху увеличивает Су mах и увеличивает критический угол атаки крыла. При установке концевых предкрылков кривая Су = ƒ (α) несколько меняет свой вид: критический угол атаки увеличивается, а Су max.остаётся почти постоянным в некотором диапазоне углов атаки (рис.9.3.).

Интерцепторы (спойлеры) предназначены для гашения подъёмной силы и управления самолётом по крену совместно с элеронами. Они представляют собой пластины расположенные на верхней поверхности крыла, отклоняемые или выдвигаемые вверх. (Рис. 9.2. 2.) При выпуске интерцепторов происходит срыв воздушного потока за ними, что приводит к уменьшению подъёмной силы, увеличению лобового сопротивления и уменьшению аэродинамического качества. Выпуск интерцепторов применяется при экстренном снижении или при пробеге после посадки, когда требуется уменьшение подъёмной силы крыла для увеличения эффективности работы тормозов и, как следствие, уменьшения длины пробега самолёта.

Рис. 9.3.. Влияние выпуска предкрылков на коэффициент Су.

а - предкрылки по всему размаху крыла; б – концевые предкрылки.

Турбулизаторы - короткие пластины, устанавливаемые на верхней поверхности крыла. Их применяют на крыльях с ламинарным потоком пограничного слоя. Такие крылья, как правило, имеют небольшой критический угол атаки, а это увеличивает посадочную скорость самолёта. При выпуске турбулизаторов происходит завихрение потока, образовавшейся турбулентный поток увеличивает критический угол атаки крыла и посадочная скорость самолёта уменьшается.

К системам управления пограничным слоем относятся устройства осуществляемые сдув или отсос пограничного слоя. Для этого вдоль крыла прокладываются трубы, соединённые каналами с поверхностью крыла, по этим трубам и каналам вентилятором подаётся воздух на сдув пограничного слоя или производится отсос воздуха с поверхности крыла. Принципиальная схема таких устройств показана на рис 9. 4

Обычно, для повышения эффективности, крылья снабжаются несколькими видами механизации (Рис. 9.1.).

Рис. 9.4. Принципиальная схема отсоса и сдува пограничного слоя.

Этап «Взлет».

Для этапа «Взлет» определяются следующие характеристики самолета:

1.Скорость отрыва:

- нагрузка на крыло;

- коэффициент подъемной силы при отрыве (по прототипу);

Длина разбега:

- тяговооруженность на взлете;

- коэффициент трения при разбеге;

Длина взлетной дистанции:

- аэродинамическое качество при отрыве;

- тяговооруженность на взлете;

Определяем потребную для взлета длину ВПП:

Этап «Набор высоты»

Для этапа «набор высоты» определяются следующие характеристики:

Расход топлива на набор заданной высоты и скорости горизонтального полета:

- заданная высота полета;

- заданная скорость;

- удельный расход топлива в горизонтальном полете;

- взлетный вес;

- тяговооруженность на взлете;

- аэродинамическое качество самолета в горизонтальном полете (по прототипу);

Вес самолета в начале горизонтального полета:

3. Расчет потребных тяг для горизонтального полета для различных высот и скоростей полета.

Методы аэродинамического расчета, т.е. расчета летных характеристик самолета в установившемся движении удобно строить на сравнении значений параметров, потребных для выполнения заданного режима, с их располагаемыми (предельными) значениями. Метод, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг, является основным методом аэродинамического расчета. Этот метод называется методом тяг Жуковского.

Потребная тяга

для установившегося горизонтального полета равна:

и не должна превышать располагаемой.

Для нахождения

необходимо найти для выбранных значений высот и скоростей полета

:

Результаты расчета

заносим в таблицу 4.1

Таблица 4.1

Н(м)/V(км/ч)

Расчет коэффициента лобового сопротивления:

Где:

Результаты расчета сводим в таблицу 4.2

Н(м)/V(км/ч)

Расчёт потребной тяги для установившегося полёта:

[Дан]

Результаты расчёта заносим в таблицу 4.3.

Н(м)/V(км/ч)

Таблица 4.3.

Высотно-скоростные характеристики двигателя. Располагаемая тяга [Дан].

Результаты заносим в таблицу 4.4.

Таблица 4.4.

Н(м)/V(км/ч)

Строим график

и

рис. 1 и рис. 2.

Определяем

и

по графику потребных и располагаемых тяг.

Определение области располагаемых скоростей и высот полёта.

4.2.4. Определение вертикальной составляющей скорости полёта самолёта без учёта кинетической энергии при наборе высоты:

;

Результаты вычислений заносим в таблицу 4.5.

Таблица 4.5.

Н(м)/V(км/ч)

Строим график изменения по высоте и скорости полёта рис. 3.

4.2.5. По графику

рис. 3 для каждой высоты полёта определяются

. Значения заносим в таблицу 4.6.

Таблица 4.6.

(м/c)

4.2.6. Строим график

рис. 4. На нём отмечаем значения теоретического и практического потолков полёта самолёта.

Определяем величины

и



.

Результаты вычислений заносим в таблицы 4.6. и 4.7.

Таблица 4.6.

Н(м)/V(км/ч)

Таблица 4.7.

Для получения оптимальной программы набора высоты по критерию min времени строится график

рис. 5, проводится огибающая всех кривых, отмечаются начальная

и конечная

.

Для нахождения времени набора высоты проводится интегрирование:

.

4.2.7. Выбор расчётных условий.

На высотах ниже крейсерской, скорости полёта ограничиваются по скоростному напору

кг/м².

По нормам НЛГС-3, АП-23 задаются значения:

км/ч;

Определение времени набора высоты крейсерского полёта H = 8000 м.

По графику

методом трапеций находится время набора высоты от 0 до 8000 м.

1. До высоты H = 1000 м:

c.

c = 1,61 мин.

c.

2. До высоты H = 2000 м:

c.

c = 3,13 мин.

3. До высоты H = 3000 м:

c.

4. До высоты H = 4000 м:

5. До высоты H = 5000 м:

c = 9,14 мин.

6. До высоты H = 6000 м:

c.

c = 13,9 мин.

7. До высоты H = 7000 м:

c = 17,8 мин.

8. До высоты H = 8000 м:

c = 24,7 мин.

Строится график

рис. 6.

Определение дальности набора соответствующих высот.

Длину установившегося набора высоты можно определить приближённо, если известна скорость набора высоты:

4.3. Этап “Горизонтальный полёт”.

Для этапа “Горизонтальный полёт” определяются следующие характеристики:

4.3.1. Зависимость потребных для горизонтального полёта коэффициентов подъёмной силы от скорости полёта рис. 7. На графике указываются ограничения по

. Значения

указаны в таблице 4.1.

4.3.2. Область возможных полётов рис. 8.

4.3.3. Дальность горизонтального полёта на крейсерской высоте.

а) При заданной целевой нагрузке и расчётном запасе топлива:

=14967 кг - масса самолёта в начале горизонтального полёта.

кг – масса самолёта в концегоризонтального полёта.

кг – масса топлива, расходуемая приснижении и посадке (с учётом полёта по кругу в районе аэродрома).

кг –

кг – запас топлива для маневрирования по аэродрому.

кг - масса топлива,расходуемая на участке крейсерского полёта.

б) С максимальным запасом топлива без целевой нагрузки:

где: K = 16 - аэродинамическое качество самолёта в крейсерском полёте.

V = 550 км/ч - крейсерская скорость полёта.

- удельный расход топлива в крейсерском полёте.

=12328 кг - масса самолёта в начале горизонтального полёта. кг – масса самолёта в концегоризонтального полёта.

кг - масса топлива, расходуемая приснижении и посадке (с учётом полёта по кругу в районе аэродрома).

кг – аэронавигационный запас топлива.

кг – запас топлива для маневрирования поаэродрому.

кг - масса топлива, расходуемая на участке крейсерского полёта.

кг;

в Дальность снижения самолёта с заданной высоты (

)

км.

где:

= 16 - максимальное аэродинамическое качество.

= 550 км/ч = 152,7 м/с – скорость в начале планирования.

км/ч = 52,5 м/с – скорость в конце планирования.

км – высота начала планирования.

км – высота конца планирования.

Полная дальность полёта (профиль полёта) – на рисунке 9.

4.4. Этап “Посадка”.

Для этапа посадка определяются следующие характеристики:

4.4.1. Вес самолёта при посадке:

кг.

4.4.2. Посадочная скорость для этого веса:

км/ч.

где:

- коэффициент аэродинамической подъёмной силы при посадке.

S = 46,8 м² - площадь крыла.

4.4.3. Длина пробега:

м.

где:

- коэффициент трения колёс шасси при пробеге.

4.4.4. Посадочная дистанция (условно определяется от H = 15 м):

где:м.

м/с. – скорость захода на посадку.

= 4 - аэродинамическое качество при посадке (по прототипу).

= 135 км/ч = 37,5 м/с – скорость при посадке.

4.4.5. Потребная для посадки длина ВПП: м.

Для данного самолёта длина ВПП составляет 1118 м. Проектируемый самолёт удовлетворяет заданным ЛТХ. Он может эксплуатироваться на аэродромах от класса А до G.