Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24

Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24

Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24

(Практическая аэродинамика)

Рис. 1. Схема самолета Ан-24

самолет аэродинамический компоновка

Введение

АЭРОДИНАМИКА - раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения воздуха и других газов, а также характеристики тел, движущихся в воздухе. 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 (cм. ГИДРОАЭРОМЕХАНИКА). 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

1.     
Аэродинамическая компоновка

Самолет Ан-24 с двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24 создан под руководством генерального конструктора О.К. Антонова. Максимальный взлетный вес самолета - 21000 кГ, посадочный вес -21000 кГ.

Самолет предназначен для перевозки пассажиров и грузов на линиях средней протяженности (300-1200 км). Максимальная дальность полета 2000 км с коммерческой нагрузкой 2400 кГ. Дальность полета при максимальной коммерческой загрузке 5000 кГ составляет 700 км, высота полета - 6км, крейсерская скорость полета - 450-500 км/ч.

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, на шасси трехстоечной схемы с двумя передними спаренными колесами (рис. 1).

Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета высокоплана имеет следующие достоинства:

1. Подвеска центроплана не занимает полезного объема фюзеляжа. В местах сочленения крыла и фюзеляжа отсутствует диффузорный эффект. Вредное влияние диффузорного эффекта особенно ощутимо у самолетов-низкопланов. На рис. 2 показан 98 0 0 13.переход от крыла к фюзеляжу самолета с низкорасположенным крылом. В переходном сечении 1 - 1струйки воздушного потока, прилегающего непосредственно к обтекаемой поверхности, сужаются, а по мере приближения к сечению 2 - 2 расширяются как в диффузоре. Давление в расширяющейся части потока повышается, и воздух пограничного слоя начинает перетекать от сечения 2 - 2 навстречу основному потоку, идущему от сечения 1 - 1; происходит набухание и отрыв пограничного слоя, в результате чего увеличивается лобовое сопротивление и уменьшается подъемная сила. У высокоплана переход от крыла к фюзеляжу осуществляется более плавно и вследствие уменьшения диффузорного эффекта интерференция менее вредна, чем у низкоплана (примерно на 25%).

. Крыло не имеет разрывов в верхней части, что в сочетании с меньшей диффузорностью обеспечивает более высокое аэродинамическое качество высокоплана по сравнению с низкопланом

3. На крыле самолета Ан-24 при выходе на околокритические углы атаки не происходит одностороннего срыва потока с крыла, что благоприятно сказывается на поперечной управляемости и устойчивости самолета. Высокое расположение крыла является основным фактором в повышении степени поперечной устойчивости самолета. Кроме того, расположение крыли выше центра тяжести самолета улучшает продольную устойчивость самолета.

4. Высокое расположение двигателей под крылом исключает засасывание посторонних частиц (гальки, кусочков льда и т. п.) в двигатели и исключает повреждение ими лопаток компрессоров и турбин, а также уменьшает возможность повреждения лопастей воздушных винтов при работе двигателей на земле.

5. В связи с тем что крыло не закрывает нижнюю полусферу, пассажирам обеспечивается хороший обзор с самолета. Создаются также удобства подъезда к самолету транспортных машин и выполнения работ по загрузке и выгрузке грузов.

К недостаткам самолета-высокоплана следует отнести:

) в связи с высоким расположением гондол и некоторым удлинением ног шасси последнее получилось более тяжелым, а гондолы громоздкими, создающими дополнительное лобовое сопротивление самолета.

2) воздушная подушка, образующаяся при движении самолета вблизи земли на взлете или посадке, проявляет свой эффект в меньшей степени, чем у самолета низкоплана, так как при одинаковых углах атаки крыло низкоплана имеет больший коэффициент подъемной силы (су), чем крыло высокоплана, что важно для взлета и посадки.

Свободнонесущее высокорасположенное крыло состоит из центроплана1прямоугольной формы. Площадь крыла - 74,98 м2 (на

самолетах с двухщелевым центропланным закрылком- 72,46 м2). Геометрические очертания крыла (рис. 4) образованы набором двояковыпуклых толстых, ламинизированных профилей со средней линией, имеющей выпуклость (прогиб) вверх. От корневой нервюры до нервюры № 7 профиль ЦАГИ-С5-18 имеет относительную толщину с = 18% и относительную кривизну f =l,75%; у консоли, от нервюры № 12 до № 23, профиль ЦАГИ-СВ-13 имеет с = 13% и f = 2,5%. Между нервюрами № 7 и 12 - переходные профили. Наличие 6 профилей с различной относительной толщиной и разной относительной кривизной образует так называемую аэродинамическую крутку крыла.

Крыло также имеет геометрическую крутку. Она заключается в том, что от нервюры №7 до № 12 хорды профилейпоставлены по отношению к корневой хорде под постепенно нарастающим углом до +0,5°, а от нервюры № 12 до концевой нервюры с уменьшением этого угла до нуля.

Придание крылу аэродинамической и геометрической крутки улучшает его срывные и несущие характеристики. Максимальная толщина профиля отнесена от носка на 40% длины хорды. Постепенное увеличение толщины профиля по длине хорды создает плавное увеличение разрежения над крылом, пики эпюр разрежений сглаживаются. Пограничный слой сохраняется ламинарным над большей частью профиля, срыв с крыла происходит при большей скорости полета и на больших углах атаки, чем это имеет место у неламинизированного профиля. Ламинизированный профиль имеет значительно меньший коэффициент лобового сопротивления. Ламинизация профиля повышает критическую скорость флаттера.

Срыв потока с крыла на больших углах атаки начинается вначале у корня, а на концах крыла, в области расположения элеронов, срыв наступает значительно позже, благодаря чему сохраняется эффективность элеронов на больших углах атаки.

Выбранный толстый профиль крыла является более несущим, чем тонкий. На одинаковых углах атаки крыло с толстым профилем, имеющее определенную площадь, создает большую подъемную силу, чем крыло с тонким профилем, имеющим такую же площадь. Несущие свойства (сYmax) профиля и его срывные характеристики (αкр) улучшаются с увеличением относительной толщины профиля с до 20%. Наличие кривизны профиля также улучшает его несущие свойства. Увеличение кривизны профилей на консолях крыла в определенной степени компенсирует уменьшение коэффициента сYmax за счет уменьшения толщины профиля.

Крыло имеет большое удлинение, равное 11,7. Большое удлинение способствует уменьшению лобового сопротивления (индуктивного) и увеличению дальности полета самолёта.

Величина удлинения крыла (λ) определяется отношением величины квадрата размаха (l2) к площади крыла (S).

Сужение крыла (η=2,92) определяется отношением ДЛИНЫ корневой хорды к длине концевой хорды профиля крыла. Правильно подобранное удлинение крыла и его сужение благоприятно влияют на уменьшение индуктивного сопротивления и обеспечение симметричного срыва потока на больших углах атаки α.

Выбранное сужение крыла повышает эффективность закрылков и одновременно снижает степень поперечной устойчивости при полете на больших углах атаки и частично увеличивает путевую устойчивость самолета Ан-24. Наличие сужения крыла в сочетании с аэродинамической круткой сдвигает зону начала развития местных срывов к оси симметрии, самолета, делает крыло более равно-нагруженным по размаху и позволяет уменьшить вес конструкции крыла.

Стреловидности крыла по центроплану нет, а по средней части и консоли крыла угол стреловидности χ=6,50'. Стреловидность крыла в некоторой степени снижает сопротивления крыла на режиме максимальной скорости. Но в данном случае она необходима для создания расчетного сужения крыла (η = 2,92). Наличие ее улучшает все виды устойчивости самолета. Центроплан и средняя часть крыла не имеют поперечного V.

Консольная часть крыла имеет отрицательное поперечное V, равное -2°.

Отрицательное поперечное V консолей крыла сделано для снижения степени поперечной устойчивости самолета в интересах улучшения его боковой устойчивости. Наличие отрицательного V крыла способствует предотвращению колебательной неустойчивости и в случае внезапного отказа одного двигателя в полете снижает интенсивность кренения самолета в сторону отказавшего двигателя.

Угол, заключенный между средней аэродинамической хордой крыла и продольной осью самолета, называется углом установки крыла φ (рис. 5). У самолета Ан-24 этот угол равен 3°. Такой угол выбран с расчетом, чтобы фюзеляж располагался по потоку при полете на скорости, близкой к максимальной крейсерской, и создавал бы наименьшее лобовое сопротивление. Созданный угол установки уменьшает угол тангажа на взлете и посадке и обеспечивает лучший обзор для пилота.

Элерон имеет несимметричный двояковыпуклый профиль. Ось вращения элерона от носка профиля отнесена назад на расстояние d = 29% хорды профиля, т.е. элерон имеет осевую аэродинамическую компенсацию 29% (рис.6).

. Исходные данные

Так как данный самолет винтовой то расчет и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъемной силы не производим.

Число М полета составляет:

Расчет и построение вспомогательной зависимости Суа(α)

Множители ki

Расчет и построение взлетных кривых Суа(α)

Выбираем механизацию крыла: однощелевой закрылок:

1. Определяем  для закрылков при угле отклонения 20 град

Суммарное приращение без влияния экрана земли

2. Значение  во взлетной конфигурации без учета влияния экрана земли

Учет влияния экрана земли

Суммарное приращение с учетом влияния экрана земли

. Значение  во взлетной конфигурации с учетом влияния экрана земли

. Угол атаки нулевой подъемной силы на взлете

. Построение эпюр поляр для взлета с учетом и без учета влияния экрана земли:

Расчет и построение посадочных кривых Суа(α)

1. Определяем :

для закрылков при угле отклонения 40 град

2. Суммарное приращение без влияния экрана земли

. Значение  в посадочной конфигурации без учета влияния земли

. Учет влияния экрана земли

. Суммарное приращение с учетом влияния экрана земли

. Значение  в посадочной конфигурации с учетом влияния земли

7. Угол атаки нулевой подъемной силы при посадке

. Построение эпюр поляр для посадки с учетом и без учета влияния экрана земли:

Координаты точек для построения зависимости :

Координаты точек для построения зависимости :

Координаты точек для построения зависимости :

Координаты точек для построения зависимости :

3. Расчет и построение вспомогательной поляры

Расчет и построение взлетных поляр

Расчет и построение взлетной поляры без учета влияния экрана земли:

Расчет и построение взлетной поляры с учетом влияния экрана земли:

Расчет и построение посадочных поляр

Расчет и построение посадочной поляры без учета влияния экрана земли:

Расчет и построение посадочной поляры с учетом влияния экрана земли:

Список использованных источников

1) Котельникова Г.Н. Аэродинамика самолета. - М.: Воениздат, 1974. - 287 с.

) Мхитарян А.М. Динамика полета. - М.: Машиностроение, 1978. - 424 с.

) Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 2005. - 405 с.

) Богославский Л.Е. Практическая аэродинамика самолета АН-24. - М.: Транспорт, 1972. - 200 с.

) Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В.В. Фролов. - Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. - 39 с.