Расчет аэродинамических характеристик самолета Ту-214

Курсовая работа на тему:

Расчет аэродинамических характеристик самолета Ту-214

Выполнил: студент группы 1101

Иванов Р.Ф.

Проверил: Павлов С.Н.

Москва 2012

Реферат

Курсовой проект.

Пояснительная записка: ____ страницы, 13 рисунков, 12 таблиц, 5 источник.

Графическая документация: 1 л. А3.

САМОЛЁТ, ФЮЗЕЛЯЖ, ВЗЛЕТНАЯ МАССА, РАЗМАХ КРЫЛА, УДЛИНЕНИЕ КРЫЛА, СУЖЕНИЕ КРЫЛА, СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА, ОПЕРЕНИЕ, МИДЕЛЬ, ПОДЪЕМНАЯ СИЛА, УГОЛ АТАКИ, ЧИСЛО МАХА

В работе расчетным путем получены аэродинамические характеристики самолета в заданном диапазоне изменения высот и чисел Маха полета.

Были произведены: расчет докритической, взлетной и посадочной поляр для указанной в задании высоты полета и числа Маха, расчет зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на режимах взлета и посадки самолета с учетом влияния земли.

Содержание

Реферат

Введение

1. Вычисление основных геометрических характеристик самолета

1.1 Определение геометрических характеристик крыла

1.2 Определение геометрических характеристик фюзеляжа

1.3 Определение геометрических характеристик горизонтального оперения

1.4 Определение геометрических характеристик вертикального оперения

1.5 Определение геометрических характеристик законцовок крыла

1.6 Определение геометрических характеристик гондолы двигателя

1.7 Определение геометрических характеристик пилонов двигателей

2. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения

3. Расчет полетной докритической поляры

3.1 Расчет критического числа Маха

3.2 Определение расчетной скорости

3.3 Расчет коэффициента  крыла

3.4 Расчет  горизонтального оперения

3.5 Расчет  вертикального оперения

3.6 Расчет минимального лобового сопротивления законцовок крыла

3.7 Расчет  пилонов двигателей

3.8 Расчет  фюзеляжа

3.9 Расчет  гондол двигателей

3.10 Сводка лобовых сопротивлений

3.11 Построение полетной докритической поляры

4. Расчет закритических поляр

4.1 Определение расчетных скоростей

4.2 Определение пассивного волнового сопротивления

4.3 Расчет отвала поляр и определение лобовых сопротивлений самолета

5. Расчёт взлетно-посадочных характеристик

5.1 Построение характеристик подъемной силы немеханизированного крыла

5.2 Построение характеристик подъемной силы механизированного крыла

5.3 Влияние близости земли на характеристики подъемной силы механизированного крыла

5.4 Построение взлетной и посадочной поляр

5.5 Построение зависимости подъемной силы крыла от угла атаки

Заключение

Введение

Ту-204 - российский среднемагистральный пассажирский самолёт <#"730273.files/image004.gif">,

где S = 184,2  - характерная площадь крыла;

l = 41,82 м - размах крыла.

;

;

Эффективное удлинение крыла составляет:

;

Сужение крыла:

,

где  - корневая хорда крыла,

-концевая хорда крыла.

Средняя хорда всего крыла:

,

Где S = 184,2 м² - площадь крыла с подфюзеляжной частью;= 41,82 м - размах крыльев.

 

1.2 Определение геометрических характеристик фюзеляжа

Фюзеляж имеет цилиндрическую форму с диаметром поперечного сечения .

Тогда площадь миделя фюзеляжа:

.

Относительное удлинение фюзеляжа:

, где

 - длина фюзеляжа.

Относительное удлинение носовой части фюзеляжа:

 где

 - длина носовой части фюзеляжа.

Относительное удлинение хвостовой части фюзеляжа:

 где

 - длина хвостовой части фюзеляжа.

Площадь омываемой поверхности фюзеляжа находится по статистической формуле:

.

 

1.3 Определение геометрических характеристик горизонтального оперения

Удлинение ГО:

,

где S = 47,4  - характерная площадь ГО,

l = 15,7 м - размах ГО.

Сужение ГО:

,

где  - корневая хорда ГО,

-концевая хорда ГО.

 

1.4 Определение геометрических характеристик вертикального оперения

Удлинение ВО:

,

где S = 34,295 - характерная площадь ВО,

l = 7,479 м - размах ВО.

Сужение ВО:

,

где

 - корневая хорда ВО,

-концевая хорда ВО.

 

1.5 Определение геометрических характеристик законцовок крыла

Удлинение:

,

где

S = 3,549  - характерная площадь,

l = 1,050 м - размах.

Сужение:

;

где

 - корневая хорда,

-концевая хорда.

.

Относительная толщина:

.

 

1.6 Определение геометрических характеристик гондолы двигателя

Гондолы двигателей имеют в поперечном сечении круглую форму с диаметром, тогда площадь миделя гондолы двигателя:.

;

Относительное удлинение ГД:

 где

 - длина гондолы.

Относительное удлинение носовой части гондолы:

 где

 - длина носовой части гондолы.

Площадь омываемой поверхности гондолы двигателя находится по статистической формуле:

.

 

1.7 Определение геометрических характеристик пилонов двигателей

Площадь пилона двигателя:

м²;

Длина пилона двигателя:

;

Средняя хорда пилонов двигателей:

;

Относительная толщина пилона:

.

Удлинение и сужение пилонов двигателей определять не требуется, так как в дальнейшем расчёте эти значения не используются.

2. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения

При выборе профиля крыла и оперения будем ориентироваться по скорости самолета на крейсерском режиме полета. Скорость крейсерского полета отнесенная к скорости звука на высоте крейсерского полета дает число Маха на данном режиме:

,

где V_крейс - скорость крейсерского полета, м/с;

а_Н - скорость звука на высоте крейсерского полета, м/с.

Значение а_Н выбирается из стандартной атмосферы в зависимости от высоты Н_крейс = 11000 м.

При создании самолета Ту-214 применено крыло относительно толстого стреловидного суперкритического профиля для повышения аэродинамического качества и дальности полета.

С учетом того, что 0,7 < < 0,9 (= 0,8), принимаем для крыла профиль С-790212, так как данный профиль обладает более высоким значением  Для горизонтального и вертикального оперения выбран симметричный профиль NACA-0009.

3. Расчет полетной докритической поляры

 

3.1 Расчет критического числа Маха

Критическое число Маха - есть такое число Маха набегающего потока, при котором где-либо на профиле (теле) возникает скачок уплотнения.

За расчетное критическое число Маха самолета принимается минимальное значение критического числа Маха.

,

где  - критическое число Маха профиля;

 - коэффициент подъемной силы крыла;

 - поправка на удлинение;

 - поправка на стреловидность.

.

 

3.2 Определение расчетной скорости

Для нахождения расчетной скорости вычислим критическую скорость крыла

.

Критические скорости для других частей самолета не рассчитываются, полученная критическая скорость сравнивается с крейсерской скоростью. За расчетную скорость , по которой проводится дальнейший расчет, принимается меньшая из сравниваемых

.

Таким образом, за расчетную скорость принимаем: 182,962м/с.

 

3.3 Расчет коэффициента  крыла

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла  зависит от значения числа Рейнольдса:

,

где 182,962 - расчетная скорость, м/с;

, - средняя хорда крыла, м;

м²/с, - кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета.

Затем по вычисленному числу Рейнольдса найдем удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки  для каждого участка. Величина  определяется по графику как функция числа Рейнольдса и относительной координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный

;

Здесь  и  - относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля;

 - средняя относительная хорда предкрылка.

,

где h - величина, характеризующая шероховатость поверхности крыла, принимаем .

;

;

,

;

;

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки .

Коэффициент профильного сопротивления крыла определим по формуле:

 

Определим коэффициент сопротивление крыла с учетом взаимного влияния крыла и фюзеляжа и наличия щелей:

где

 

3.4 Расчет  горизонтального оперения

Величина  горизонтального оперения также зависит от числа Рейнольдса:

,

тогда .

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .

Коэффициент профильного сопротивления горизонтального оперения определим по формуле:

Определим коэффициент сопротивления горизонтального оперения с учетом интерференции и наличия щелей:

 

3.5 Расчет  вертикального оперения

Величина  вертикального оперения также зависит от числа Рейнольдса:

.

Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:

,

для этого найдем значение величины n:

тогда .

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .

Коэффициент профильного сопротивления вертикального оперения определим по формуле:

Определим коэффициент сопротивления вертикального оперения с учетом интерференции и наличия щелей:

 

3.6 Расчет минимального лобового сопротивления законцовок крыла

Величина  вертикального оперения также зависит от числа Рейнольдса:

.

Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:

,

для этого найдем значение величины n:

 

тогда .

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .

Коэффициент профильного сопротивления определим по формуле:

 

3.7 Расчет  пилонов двигателей

Величина  пилонов двигателей также зависит от числа Рейнольдса:

.

Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:

,

для этого найдем значение величины n:

 

тогда .

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: .

Коэффициент профильного сопротивления пилонов двигателей определим по формуле:

3.8 Расчет  фюзеляжа

Найдем значение числа Рейнольдса для фюзеляжа:

.

Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при : , .

Сопротивление фюзеляжа без надстроек можно определить по формуле:

,

где  - коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа;

 - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости;

 - увеличение , обусловленное отклонением носовой части фюзеляжа от формы тела вращения.

Коэффициент сопротивления фюзеляжа, с учетом сопротивления надстроек приближенно можно принять:

.

 

3.9 Расчет  гондол двигателей

Найдем значение числа Рейнольдса для гондол двигателей:

.

Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при : , .

Сопротивление гондол двигателей можно определить по формуле:

,

где  - коэффициент, учитывающий влияние удлинения гондолы;

 - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости.

3.10 Сводка лобовых сопротивлений

Для подсчета общего сопротивления самолета сведем сопротивления отдельных частей ЛА в таблицу 1:

Таблица 1 - Сводка сопротивлений отдельных частей самолета

Название части ЛА	n	Si	Cxai	n*Сxai*Si
крыло	1	154,871	0,008617	1,3345234
ГО	1	47,4	0,007673	0,3637002
ВО	1	34,295	0,007925	0,271787875
законцовки крыла	2	3,549	0,007534	0,053476332
пилоны	2	4,556	0,007043	0,064316676
гондолы	2	4,785	0,0466	0,4246192
фюзеляж	1	10,98	0,107	1,17486
			∑=	3,6880592935

Где  - площади поверхностей, находящихся в потоке.

Определим коэффициент сопротивления всего самолета:

.

3.11 Построение полетной докритической поляры

Докритическая поляра строится по уравнению:

,

где  - коэффициент минимального сопротивления самолета;

 - коэффициент подъемной силы, соответствующий  для пассажирских самолетов;

 - эффективное удлинение крыла.

Таблица 2 - Координаты построения полетной докритической поляры

Суа	Сха	Суа	Сха
0	0,021647089	0,55	0,028480349
0,05	0,021232952	0,6	0,030343966
0,1	0,021025884	0,65	0,032414651
0,15	0,021025884	0,7	0,034692404
0,2	0,021232952	0,75	0,037177226
0,25	0,021647089	0,8	0,039869116
0,3	0,022268295	0,85	0,042768075
0,35	0,023096568	0,9	0,045874102
0,4	0,024131911	0,95	0,049187198
0,45	0,025374322	1	0,052707363
0,5	0,026823801

Рисунок 1 - График полетной докритической поляры

4. Расчет закритических поляр

4.1 Определение расчетных скоростей

Учитывая, что по условию закритические поляры рассчитываются в диапазоне

 (максимальная скорость , т.е. )

с шагом , получим расчетные скорости:

 

4.2 Определение пассивного волнового сопротивления

Пассивное волновое сопротивление крыла определяется по формуле:

,

где  - относительная площадь скользящей части крыла, ,  - коэффициенты прямого и скользящего крыла;

, - эффективные число Маха;

 - относительная толщина профиля.

Расчет  приводится в таблице 3:

Таблица 3

М	Мэ	CxaBOck	CxaBOkp
0,6	0,534	0	0	0
0,65	0,579	0	0	0
0,7	0,623	0	0	0
0,75	0,668	0	0	0
0,8	0,712	0,006	0	0,00084
0,85	0,757	0,022	0	0,00308
0,9	0,801	0,042	0,0063	0,00971

Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле:

ж.

Максимальный коэффициент волнового сопротивления вычисляется по формуле:

Критическое число Маха для фюзеляжа находится по формуле:

;

Величина ж - функция переменной ж, которая определяется по формуле:

ж;

Рассчитаем ж_ф для определенных чисел Маха. Результаты расчетов приводятся в таблице 4.

Таблица 4

М	жф	СхаВОф
0,6	-1,3076923	0	0
0,65	-1,1153846	0	0
0,7	-0,9230769	0	0
0,75	-0,7307692	0	0
0,8	-0,5384615	0	0
0,85	-0,3461538	0	0
0,9	-0,1538462	0	0
0,95	0,03846154	0,06	0,008946

Так как пассивное волновое сопротивление фюзеляжа равно нулю для числа Маха меньшего 0,95, то в рассматриваемом примере .

Коэффициент пассивного волнового сопротивления для фиктивного тела вращения, представленного на рисунке 1, определяется по формуле:

Рисунок 2 - Эскиз гондолы двигателя и фиктивного тела вращения, масштаб (1: 75)

На рисунке =5,628м-длина гондолы,  - длина фиктивного тела вращения. Диаметр фиктивного тела вращения .

Тогда площадь миделя фиктивного тела вращения:

.

Относительное удлинение фиктивного тела вращения:

.

Относительное удлинение носовой части фиктивного тела вращения:

 

где  - длина носовой части фиктивного тела вращения.

Относительное удлинение хвостовой части фиктивного тела вращения:

,

где

 - длина хвостовой части фиктивного тела вращения.

Площадь омываемой поверхности фиктивного тела вращения находится по статистической формуле:

.

Коэффициент пассивного волнового сопротивления рассчитывается по формуле:

Где

 - критическое число Маха. Определим его:

ж,

Рассчитаем ж_ф для определенных чисел Маха. Результаты расчетов приводятся в таблице 5.

Таблица 5

М	жг	f (жг)	СхаВОГД
0,6	-0,5789474	0	0
0,65	-0,4473684	0	0
0,7	-0,3157895	0	0
0,75	-0,1842105	0	0
0,8	-0,0526316	0	0
0,85	0,07894737	0,18	0,023148
0,9	0,21052632	0,41	0,052726

Вычислим полное пассивное волновое сопротивление самолета по формуле:

 

Расчеты волнового сопротивления при нулевой подъемной силе приведены в таблице 6.

Таблица 6

М	0,6	0,65	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
Сха во пр	0	0	0	0	0,006	0,022	0,042
Сха во ск	0	0	0	0	0	0	0,0063
Сха во кр	0	0	0	0	0,00084	0,00308	0,00971
жф	0	0	0	0	0	0	0
f (жф)	0	0	0	0	0	0	0
СхаВОф	0	0	0	0	0	0	0
жг	0	0	0	0	0	0,07894737	0,21052632
000000,180,41
СхаВОГД	0	0	0	0	0	0,023148	0,052726
Схаво	0	0	0	0	0,0012	0,0056	0,0168
Сха0	0,0216	0,0216	0,0216	0,0216	0,0228	0,0272	0,0384

 

4.3 Расчет отвала поляр и определение лобовых сопротивлений самолета

Индуктивно-волновое сопротивление вычисляется по формуле:

,

где увеличение отвала поляры рассчитывают следующим образом:

.

Величины отвала поляр вычисляют по формуле:

.

Расчеты отвала поляр оформлены в таблице 7:

Таблица 7

0.6	0.534	0.1	0.112233	0	0	0	0.041403
		0.2	0.224465	0	0	0	0.041403
		0.3	0.336698	0	0	0	0.041403
		0.4	0.44893	0	0	0	0.041403
		0.5	0.561163	0	0	0	0.041403
		0.6	0.673396	0.003125	0	0.000552	0.041954
		0.7	0.785628	0.02	0	0.00353	0.044933
		0.8	0.897861	0.03	0.0125	0.014873	0.056276
		0.9	1.010094	0.04	0.025	0.026217	0.067619
0.65	0.579	0.1	0.112233	0	0	0	0.041403
		0.2	0.224465	0	0	0	0.041403
		0.3	0.336698	0	0	0	0.041403
		0.4	0.44893	0	0	0	0.041403
		0.5	0.561163	0.00625	0	0.001103	0.042506
		0.6	0.673396	0.022	0	0.003883	0.045286
		0.7	0.785628	0.031	0.0124	0.014973	0.056376
		0.8	0.897861	0.042	0.025	0.02657	0.067972
		0.9	0.052	0.04	0.039828	0.081231
0.7	0.623	0.1	0.112233	0	0	0	0.041403
		0.2	0.224465	0	0	0	0.041403
		0.3	0.336698	0	0	0	0.041403
		0.4	0.44893	0.0128	0	0.002259	0.043662
		0.5	0.561163	0.025	0.005	0.008244	0.049647
		0.6	0.673396	0.032	0.02	0.020973	0.062376
		0.7	0.785628	0.043	0.03	0.030577	0.07198
		0.8	0.897861	0.052	0.042	0.041361	0.082764
		0.9	1.010094	0.0625	0.053	0.051643	0.093046
0.75	0.668	0.1	0.112233	0	0	0	0.041403
		0.2	0.224465	0.01	0	0.001765	0.043168
		0.3	0.336698	0.021	0	0.003707	0.045109
		0.4	0.44893	0.032	0.01	0.013311	0.054714
		0.5	0.561163	0.04	0.02	0.022385	0.063788
		0.6	0.673396	0.05	0.03	0.031813	0.073216
		0.7	0.785628	0.0565	0.04	0.040623	0.082026
		0.8	0.897861	0.066	0.05	0.049962	0.091365
		0.9	1.010094	0.078	0.06	0.059743	0.101146
0.8	0.712	0.1	0.112233	0.025	0	0.004413	0.045815
		0.2	0.224465	0.032	0	0.005648	0.047051
		0.3	0.336698	0.04	0.009	0.013956	0.055359
		0.4	0.44893	0.049	0.018	0.022441	0.063844
		0.5	0.561163	0.058	0.028	0.031692	0.073095
		0.6	0.673396	0.067	0.04	0.042476	0.083879
		0.7	0.785628	0.076	0.05	0.051727	0.09313
		0.8	0.897861	0.084	0.062	0.062334	0.103737
		0.9	1.010094	0.092	0.075	0.073708	0.11511
0.85	0.757	0.1	0.112233	0.039	0.007	0.012247	0.05365
		0.2	0.224465	0.048	0.013	0.018433	0.059836
		0.3	0.336698	0.059	0.024	0.028804	0.070207
		0.4	0.44893	0.067	0.032	0.036346	0.077749
		0.5	0.561163	0.075	0.042	0.04542	0.086823
		0.6	0.673396	0.081	0.056	0.057207	0.09861
		0.7	0.785628	0.089	0.067	0.067048	0.108451
		0.8	0.897861	0.097	0.075	0.07459	0.115993
		0.9	1.010094	0.118	0.082	0.08366	0.125063
0.9	0.801	0.1	0.112233	0.051	0.024	0.027392	0.068795
		0.2	0.224465	0.06	0.032	0.03511	0.076513
		0.3	0.336698	0.071	0.04	0.043182	0.084585
		0.4	0.44893	0.078	0.049	0.051314	0.092717
		0.5	0.561163	0.085	0.058	0.059446	0.100848
		0.6	0.673396	0.098	0.066	0.06787	0.109273
		0.7	0.785628	0.107	0.074	0.075589	0.116992
		0.8	0.897861	0.116	0.082	0.083307	0.12471
		0.9	1.010094	0.122	0.096	0.095094	0.136497

Лобовое сопротивление самолета при закритических скоростях вычисляется по формуле:

.

Лобовые сопротивления сведены в таблицу 8:

Таблица 8

Cya	M
	0.6	0.65	0.7	0.75	0.8	0.85	0.9
	Сха
0	0.0216	0.0216	0.0216	0.0216	0.02313	0.026362	0.035933
0.1	0.02201	0.02201	0.02201	0.02201	0.02359	0.026899	0.0366209
0.2	0.02326	0.02326	0.02326	0.02333	0.02501	0.028755	0.0389935
0.3	0.02533	0.02533	0.02533	0.02566	0.02811	0.032681	0.0435456
0.4	0.02822	0.02822	0.02859	0.03035	0.03334	0.038802	0.0507677
0.5	0.03195	0.03223	0.03401	0.03755	0.0414	0.048068	0.0611451
0.6	0.0367	0.04406	0.04796	0.05333	0.061862	0.0752713
0.7	0.04362	0.04922	0.05687	0.06179	0.06876	0.079503	0.0932589
0.8	0.05762	0.0651	0.07457	0.08007	0.08952	0.100597	0.1157475
0.9	0.0216	0.0216	0.0216	0.02165	0.02313	0.026362	0.035933

Сетка закритических поляр представлена на рисунке 3:

Рисунок 3 - Сетка закритических поляр

Строим график зависимости коэффициента лобового сопротивления с_ха от числа Маха при нулевой подъемной силе (Рисунок 4).

Рисунок 4 - График зависимости коэффициента лобового сопротивления с_ха от числа Маха при нулевой подъемной силе

Зависимость отвалы поляры В от числа Маха при Суа=0.3, приведена в таблице 9:

Таблица 9

M	B	M	B
0	0.041403	0.75	0.045109
0.6	0.041403	0.8	0.055359
0.65	0.041403	0.85	0.070207
0.7	0.041403	0.9	0.084585

По Данным таблицы 9 строим график зависимости отвала поляры В от числа Маха при с_уа = 0,3 (Рисунок 5).

Рисунок 5 - График зависимости отвала поляры В от числа Маха при с_уа = 0,3

Зависимость качества самолёта К от числа Маха при Суа=0.3, приведена в таблице 10:

Таблица 10

М	К	М	К
0	11.8454122	0.75	11.6914186
0.6	11.8454122	0.8	10.6718531
0.65	11.8454122	0.85	9.1797587
0.7	11.8454122	0.9	6.88932474

По данным таблицы 10 строим график зависимости качества самолета К от числа Маха при с_уа = 0,3 (Рисунок 6).

Рисунок 6 - График зависимости качества самолета К от числа Маха при с_уа = 0,3

5. Расчёт взлетно-посадочных характеристик

5.1 Построение характеристик подъемной силы немеханизированного крыла

Кривую  для немеханизированного крыла строят по уравнению:

.

Производная  вычисляется по формуле:

где  - производная, определенная из характеристик профиля (, поэтому примем ).

Учитывая, что для данного профиля , определим зависимость :

Линейная часть кривой  до значения  построена по двум точкам: ( и  при ), верхняя часть кривой построена приближенно. График  для немеханизированного крыла представлен на рисунке 7.

Рисунок 7 - График  для немеханизированного крыла

 

5.2 Построение характеристик подъемной силы механизированного крыла

Механизация крыла состоит из двухсекционного двухщелевого закрылка, отклоняющегося на  при взлете и на  при посадке.

Определим параметры механизации:

,   - площадь крыла, обслуживаемая внутренней секцией закрылка,

 - площадь крыла, обслуживаемая внешней секцией закрылка,

 - относительная площадь крыла, обслуживаемая внутренней секцией закрылка,

 - относительная площадь крыла, обслуживаемая внешней секцией закрылка,

 - относительная площадь крыла, обслуживаемая всем закрылком.

Примем, что при отклонении закрылка наклон кривой  такой же, как и для немеханизированного крыла, то есть изменяется только  и , Найдем изменение угла атаки нулевой подъемной силы по формуле:

,

Режим взлета:

где  и  - значения производных, соответственно, для внутренней и внешней секции закрылка.

;

Тогда .

Режим посадки:

 

.

Учитывая, что прирост  принимают равным 2/3 прироста  на линейном участке, получим:

для взлетного режима -

,

;

для посадочного режима -

, ,

Рассмотрим предкрылок.

 где

 - относительный размах предкрылка,

 - относительный размах элеронов.

.

Максимальный коэффициент подъемной силы с выпущенной механизацией и предкрылком:

Для взлетного режима:

Для режима посадки:

Зависимости  с учетом механизации крыла представлены на графике (Рисунок 8).

Рисунок 8 - График  для немеханизированного крыла и зависимости  с учетом механизации крыла

 

5.3 Влияние близости земли на характеристики подъемной силы механизированного крыла

Влияние близости земли сводится к увеличению  на линейном участке и уменьшению .

Значение прироста коэффициента подъемной силы на линейном участке для режима взлета и посадки определяется при помощи:

;

;

, где

высота от задней кромки закрылка до земли, значения представлены на рисунках 9, 10,хорда крыла в данном сечении.

Рисунок 9 - Внутренний закрылок, находящийся во взлетном положении, масштаб (1: 60)

Рисунок 10 - Внутренний закрылок, находящийся в посадочном положении, масштаб (1: 60)   и

Уменьшение максимального коэффициента подъемной силы оценивают формулой:

,  - для взлетного режима,  - для посадочного режима.

Зависимости  для механизированного крыла с учетом влияния Земли представлены на графике (Рисунок 11).

Рисунок 11 - График  для немеханизированного крыла, зависимости  с учетом механизации крыла и для механизированного крыла с учетом влияния Земли

 

5.4 Построение взлетной и посадочной поляр

Взлетную и посадочную поляру строят по уравнению:

;

Определим :

 

Эффективное удлинение крыла вблизи земли:

.

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления на режиме взлета:

,

где  - коэффициент лобового сопротивления шасси.

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления на режиме посадки:

.

Получили два уравнения для взлета и посадки:

, .

Расчетные данные, необходимые для построения взлетной и посадочной поляры приведены в таблице 11.

Таблица 11

Суа	Схавзл	Схапос
0	0,108493	0,187093
0,1	0,107544	0,186144
0,2	0,106862	0,185462
0,3	0,106447	0,185047
0,4	0,1063	0,1849
0,5	0,106421	0,185021
0,6	0,106808	0,185408
0,7	0,107464	0,186064
0,8	0,108386	0,186986
0,9	0,109576	0,188176

Взлетная и посадочная поляры построены на рисунке 12.

Рисунок 12 - Взлетная и посадочные поляры

 

5.5 Построение зависимости подъемной силы крыла от угла атаки

Подъемная сила вычисляется по формуле:

,

где  - плотность воздуха,  - взлетно-посадочная скорость.

Для того чтобы самолет смог взлететь, подъемная сила должна быть больше взлетного веса самолета, то есть

По графику (рисунок 13) видно, что данное условие соблюдается, то есть при данной скорости и данном взлетном весе, самолет сможет подняться в воздух.

Рисунок 13 - Подъемная сила при V = 69,4м/с

Таблица 12 - Зависимость подъемной силы крыла от угла атаки при V= 69,4м/с.

Таблица 12

α	Ya	α	Ya
0	479342,2	13	1579384
1	563960,8	14	1664003
2	648579,4	15	1748621
3	733198	16	1833240
4	817816,6	17	1917859
5	902435,2	18	2002477
6	987053,8	19	2087096
7	1071672	20	2171714
8	1156291	21	2256333
9	1240910	22	2340952
10	1325528	23	2425570
11	1410147	24	2510189
12	1494765	25	2594807

 

Заключение

В данной работе произведён аэродинамический расчёт прототипа самолёта Ту-214. Получены следующие результаты:

Самолет взлетит при угле атаки α ≈ 7^◦ на взлетной скорости V = 69,4м/с. Крыло самолета создает достаточную подъемную силу для взлета. Отсюда следует, что профиль и механизация крыла подобраны и рассчитаны, верно.

Минимальный коэффициент лобового сопротивления на режиме взлёта - на режиме посадки - ,

Максимальный коэффициент подъёмной силы крыла на режиме взлёта - , на режиме посадки - .