Поляры пассажирского самолета Ил-62

Министерство образования и науки Российской Федерации

НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ

ИРКУТСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ЗАДАНИЕ НА КУРСОВОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ

Тема проекта: Поляры пассажирского самолета Ил-62

По курсу: Аэродинамика

Студент: Конев Д.Е.

Руководитель курсового проектирования

Бобарика И.О.

Содержание

 

Введение

1. Подготовка исходных данных

2. Расчет и построение кривых c_ya=f (a)

2.1 Расчет и построение кривой зависимости M_кр=f (c_ya)

2.2 Расчет и построение вспомогательной кривой c_ya=f (a)

2.3 Расчет и построение взлетных кривых c_ya=f (a)

2.3.1 Без учета влияния экрана земли без предкрылка

2.3.2 С учетом влияния экрана земли

2.4 Расчет и построение посадочных кривых c_ya=f (a)

2.4.1 Без учета влияния экрана земли

2.4.2 С учетом влияния экрана земли

2.5 Расчет и построение крейсерских кривых c_ya=f (a)

3. Расчет и построение поляр c_xa=f (c_ya)

3.1 Расчет и построение вспомогательной поляры

3.2 Расчет и построение взлетных поляр

3.2.1 Без учета влияния экрана земли

3.2.2 С учетом влияния экрана земли

3.3 Расчет и построение посадочных поляр

3.3.1 Без учета влияния экрана земли

3.3.2 С учетом влияния экрана земли

3.4 Расчет и построение крейсерских поляр

3.5 Расчет и построение полетных поляр

Заключение

Список использованных источников

Рекомендуемая литература

Введение

Гражданская авиация (ГА) сегодня является наиболее быстрым видом транспорта. Вместе с тем, авиационная отрасль - одна из самых наукоемких и динамично развивающихся отраслей, предъявляющая повышенные требования к безопасности и надежности производимой продукции, в частности, к самолетам ГА, на которых осуществляются пассажирские авиаперевозки.

Неуклонный рост объемов и темпов пассажирских авиаперевозок приводит к более активной эксплуатации воздушных судов (ВС), приводящей, в свою очередь, к износу авиационной техники (АТ).

Для обеспечения надежности и работоспособности АТ, а также обеспечения безопасности пассажирских авиаперевозок в целом, авиапредприятиям и авиакомпаниям требуются квалифицированные специалисты, в том числе, инженеры - авиамеханики.

Процесс подготовки грамотного инженера состоит в освоении им ряда фундаментальных, общеинженерных, специальных дисциплин, а также постижении будущей профессии на практике.

Курсовая работа является наиболее важным этапом в освоении студентом дисциплины Аэродинамика. В процессе работы, студент, используя теоретические знания, полученные в результате проработки учебников, статистические данные и рекомендации, приведенные в различных пособиях, а также свой собственный опыт работы на авиационной технике, производит определение, выбор и расчет геометрических и аэродинамических характеристик выбранного самолета.

1. Подготовка исходных данных

Исходные данные представлены в таблице 1.

Рисунок 1 - Схема самолёта Ил-62

Таблица 1 - Исходные данные

Элемент самолёта	Параметр, размерность	Обозначение, формула	Числовое значение
1	2	3	4
Крыло	Размах, м	l	43,6
	Площадь, м2	S	295,1
	Хорда средняя, м	b=S/l	6,768
	Хорда центральная, м	b0	12,7
	Хорда концевая, м	bк	2,63
	Сужение	η= b0/ bк	4,83
	Относительная толщина профиля		0,1
	Относительная координата максимальной толщины		0, 2
	Относительная кривизна профиля, %		2
	Угол атаки нулевой подъемной силы, град		-1,8
	Относительная координата фокуса профиля		0,25
	Стреловидность по линии максимальных толщин, град		32,3
	Стреловидность по линии фокусов, град		34
	Удлинение геометрическое		6,44
Крыло	Относительная площадь, занятая фюзеляжем		0,15
	Относительная площадь, занятая гондолами двигателей		-
	Относительная площадь, занятая гондолами шасси		-
	Относительная площадь, не обтекаемая потоком		0,151
	Удлинение эффективное		5,596
	Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки, 1/град		0,067
	Относительная площадь обдуваемая винтами		-
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		-
	Коэффициент момента профиля при суа=0		-0,0314
	Расстояние от крыла до земли при взлете, посадке, м	h	3,8
Закрылок	Относительная хорда		0,13
Закрылок	Размах закрылков, м		21,8
	Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками		0,618
	Угол отклонения при взлёте и посадке, град		150; 300
	Угол стреловидности по оси шарниров, град		28
	Хорда средняя крыла с выпущенным закрылком, м		8,35
Предкрылок	Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылком		0,483
Горизонтальное оперение	Хорда, м		6,68
	Относительная толщина		0,1
	Размах, м		12,4
	Площадь, м2		82,88
	Удлинение		1,855
	Стреловидность, град		33
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		-
	Хорда руля высоты, м		0,679
	Площадь руля высоты, м2		8,4
Вертикальное оперение	Средняя хорда, м		10,6
Вертикальное оперение	Размах, м		6,618
	Площадь, м2		70,24
	Относительная толщина		0,1
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		-
Пилон	Хорда средняя, м		3,08
	Относительная толщина		0,1
	Площадь, м2		1,31
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		0
Фюзеляж	Длина, м		48,74
	Диаметр миделя, м		3,77
	Площадь миделя, м2		11, 19
	Удлинение		12,9
	"Смоченная" поверхность, м2		459,45
	Длина носовой части, м		6,21
	Удлинение носовой части		1,645
Гондола двигателя	Длина, м		5,69
	Диаметр миделя, м		2,12
	Удлинение		0,479
Гондола двигателя	"Смоченная" поверхность, м2		30,13
	Длина носовой части, м		2,1
	Удлинение носовой части		0,99
	Относительная координата точки перехода ЛПС в ТПС		-
Общие данные	Взлетная масса самолета, кг		161600
	Расчетная скорость полета,	V	850
	Тип и количество двигателей	n	ТРДД*х4
	Для ГТД - статическая тяга одного двигателя на нулевой высоте, кг.	P0	12000
	Расчетная высота полета, м	H	12000

 

2. Расчет и построение кривых c_ya=f (a)

2.1 Расчет и построение кривой зависимости M_кр=f (c_ya)

Критическим числом Маха называют такое число Маха, при котором в полете в какой-либо точке вблизи поверхности крыла или другой выпуклой части самолета местная скорость потока становится равной местной скорости звука.

Расчет кривой можно произвести по формуле (1)

, (1)

где удлинение эффективное;

 относительная толщина профиля;

 стреловидность по линии фокусов.

Результаты расчета занесены в табл. 2.

Таблица 2 - Результаты расчета М_кр

Cya	0	0.1	0.2	0.3	0.4	0.5	0.6	0.7
Мкр	0.777	0.774	0.767	0.755	0.738	0.716	0.689	0.657

По данным табл. 2 строим график  (приложение рис.1)

Чтобы охарактеризовать самолет по числу Маха, надо определить число M_расч полета, соответствующее расчетной полетной скорости V_расч на высоте H, а также значение c_yaрасч полета. Для этого можно воспользоваться формулами:

; (2)

; (3)

, (4)

где скорость звука на расчетной высоте, м/с;

весовая плотность воздуха на расчетной высоте, кг/м³;

 полетный вес самолета, кг;

взлетный вес самолета, кг;

полный запас топлива, кг;

расчетная скорость полета, м/с;

площадь крыла, м.

  

  

Так как точка A с вычисленными выше координатами (M_расч,c_ya) располагается выше кривой M_кр=f (c_ya) (рисунок 2), полет трансзвуковой, и волновое сопротивление присутствует.

 

2.2 Расчет и построение вспомогательной кривой c_ya=f (a)

Для построения вспомогательной кривой c_ya=f (a) (шасси и средства механизации крыла убраны, полет происходит на нулевой высоте Н=0, влияние экрана земли отсутствует, скорость полета минимальная) достаточно иметь пять точек.

Для построения линейного участка кривой, который характеризует безотрывное обтекание крыла, нужны две точки. Первая точка линейного участка кривой имеет координаты a=a₀; c_ya=0, а вторая точка может быть определена с помощью уравнения прямой:

; (5)

Через эти точки надо провести прямую до пересечения с линией, параллельной оси , соответствующей

; (6)

; (7)

, (8)

где - угол нулевой подъёмной силы;

 - угол атаки, который может быть задан произвольно;

 - производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки;

 - коэффициент, учитывающий сужение крыла;

 - максимальный коэффициент подъёмной силы профиля;

 - коэффициент кинематической вязкости воздуха на высоте ;

 - минимальная скорость горизонтального полёта, ;

 - средняя хорда крыла, м;

;

Для =0,1 принимаем c_{ya_max_проф}=1,55:

.

Координаты точки 3 определяются как: c_ya= 0,85*c_{ya_max}=1,099. Точка 3 соответствует началу развития срывных явлений на крыле, вызывающих появление низкочастотной тряски самолета в полете.

Остальные две точки необходимы для построения криволинейного участка кривой. Отложим вправо от точки пересечения прямых  иc_ya=c_{ya_max} отрезок, равный , получаем точку 5, соответствующую критическому углу атаки a_кр=21,9⁰ рисунок 3 (приложение)

2.3 Расчет и построение взлетных кривых c_ya=f (a)

2.3.1 Без учета влияния экрана земли без предкрылка

Рассчитываем максимальный взлетный коэффициент подъемной силы c_yamaxвзл с учетом приращений от воздействия всех используемых видов механизации крыла (в данном случае задней кромки - закрылка ) по формуле:

, (9)

где принят согласно выбранному двухщелевому закрылку;  приращение угла атаки нулевой подъемной силы с выпущенными закрылками в радианах для взлетного угла отклонения закрылков определяют по графику в зависимости от  и ,

 угол стреловидности по оси шарниров, град (таблица 1);

относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками (таблица 1).

;  

 ;.

.

Максимальный коэффициент подъемной силы при взлете без учета влияния экрана земли подсчитывают по формуле

. (13)

Коэффициент c_{ya _max} определен при расчете и построении вспомогательной кривой c_ya=f (a)

 

c_{ya_max_взл}=1,293+0,35=1,93.

Рассчитываем угол атаки нулевой подъемной силы при взлете в градусах:

; (14)

a_0взл=-1,8-5,093º=-6,893º.

 

2.3.2 С учетом влияния экрана земли

Приращение коэффициента подъемной силы, вызванное экранным влиянием земли, подсчитывается по формуле:

; (15)

где коэффициент подсчитанный выше.

, (16)

 

.

Теперь можно определить максимальный коэффициент подъемной силы при взлете с учетом экрана земли:

, (17)

где коэффициент подсчитанный выше.

.

Угол атаки нулевой подъемной силы на взлете  остается таким же, как без учета экрана.

Подсчитываем производную  с учетом влияния экрана земли.

; (18)

где так называемое, фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние экрана земли.

; (19)

стреловидность по линии фокусов, град (таблица 1);

размах крыла, м (таблица 1);

расстояние от края закрылка до земли при взлете, м (таблица 1);

удлинение эффективное (таблица 1).

   

;

.

Строим кривые c_ya=f (a) рисунок 3 (приложение) с учетом и без учета влияния экрана земли с помощью формул:

 (20)

 (21)

Для расчета линейных участков кривых определяем значения  в двух точках, например, при и .

При сya = 0. Без учета влияния экрана: a_{кр_взл}= 21,73⁰, . С учетом влияния экрана земли: a_{кр_взл_экр}= 16,99⁰,

Далее кривые построены аналогично построению вспомогательной кривой c_ya=f (a) на том же графике рисунок 3 (приложение).

 

2.4 Расчет и построение посадочных кривых c_ya=f (a)

2.4.1 Без учета влияния экрана земли

Рассчитываем максимальный посадочный коэффициент подъемной силы c_{ya_max_пос} с учетом приращений от воздействия всех используемых видов механизации крыла (в данном случае задней кромки - закрылка ) по формуле

, (22)

гдеприращение в радианах для посадочного угла отклонения закрылков определяют по графику в зависимости от и .

;

;

Максимальный коэффициент подъемной силы при посадке без учета влияния экрана земли подсчитывают по формуле

, (23)

где коэффициент определен при расчете и построении вспомогательной кривой .

.

Рассчитываем угол атаки нулевой подъемной силы при посадке в градусах:

. (24)

.

2.4.2 С учетом влияния экрана земли

Приращение коэффициента подъемной силы, вызванное экранным влиянием земли, подсчитывается по формуле:

; (25)

.

Теперь можно определить максимальный коэффициент подъемной силы при посадке с учетом экрана земли:

; (26)

Угол атаки нулевой подъемной силы при посадке  остается таким же, как без учета экрана.

Подсчитываем производную  с учетом влияния экрана земли по формуле (18) учитывая, что

, (27)

;

.

Строим посадочные кривые c_ya=f (a) рисунок 3 (приложение) с учетом и без учета влияния экрана земли с помощью формул:

; (29)

. (30)

Для расчета линейных участков кривых определяют значения c_ya в двух точках, например, при и .

Без учета влияния экрана земли: a_{кр_пос}=20,79

С учетом влияния экрана земли: a_{кр_пос_экр}=15,6⁰,

2.5 Расчет и построение крейсерских кривых c_ya=f (a)

Расчеты крейсерских кривых проводят для полетной конфигурации самолета, когда шасси и средства механизации убраны, высота полета расчетная H=H_расч. Ощутимое влияние числа Маха, т.е. сжимаемости, на коэффициент подъемной силы начинается примерно при и возрастает с дальнейшим увеличением числа Маха. При расчете и построении данных кривых для самолетов с турбореактивными двигателями берут следующие значения чисел Маха: М=М_расч=V_расч/а_Нрасч, а также для чисел М, равных 0; 0,7; 0,8; 0,85; 0,9; 0,95.

Расчет и построение кривых с учетом сжимаемости производим по формулам:

; (31)

, (32)

где можно взять  и . Результаты расчетов сводим в таблицу 3.

Таблица 3 - Данные для построения крейсерских кривых

М	0.8	0	0.4	0.5	0.6	0.7	0.8	0.9	0.95
Cαyaсж	0, 198	0,071	0,084	0,095	0.11	0,14	0,2	0,37	0,73
Cya	0,87	0,31	0,372	0,42	0,49	0,61	0,87	1,6	3.21

По данным таблицы 3 строим крейсерские кривые зависимости c_ya=f (a) рисунок 3 (приложение).

3. Расчет и построение поляр c_xa=f (c_ya)

3.1 Расчет и построение вспомогательной поляры

Вспомогательную поляру строят для полетной конфигурации самолета при минимальной скорости полета, убранных шасси и механизации крыла, высоте H=0 и без учета влияния экрана земли. Поляру, или зависимость между c_ya и c_xaсамолета при изменении угла атаки , приближенно рассчитывают и строят исходя из предположения, что подъемная сила самолета в основном создается крылом, а сила сопротивления самолета складывается из сопротивлений отдельных элементов самолета с учетом их взаимного влияния. В связи с этим  самолета принимают равным  крыла, а коэффициент лобового сопротивления  самолета рассматривают как сумму

, (33)

где

коэффициент профильного ("вредного”) сопротивления самолета, зависящий от конфигурации самолета и отдельных его частей, качества поверхности самолета, режима полета (высота, скорость);

Dc_xp - приращение коэффициента профильного сопротивления;

с_xi - коэффициент вихревого индуктивного сопротивления.

В летном диапазоне углов атаки на докритических скоростях полета коэффициент  не зависит от  и представляет собой сумму коэффициентов сопротивления отдельных элементов самолета с учетом интерференции, приведенных к крылу

, (34)

гдеколичество одинаковых элементов;

коэффициент профильного сопротивления  элемента;

характерная площадь  элемента (таблица 1);

множитель, учитывающий сопротивление различных не учтенных мелких элементов, омываемых потоком, например, датчиков приборов, антенн, щелей в сочленениях и пр.

Коэффициент  учитывает сопротивление трения, давления, интерференции и может быть определен по формуле

, (35)

где  коэффициент сопротивления трения плоской пластины, эквивалентной рассматриваемому элементу, т.е. элементу, имеющему такую же площадь поверхности, омываемую потоком, такой же характерный линейный размер вдоль потока и такую же относительную координату  точки перехода ламинарного пограничного слоя (ЛПС) в турбулентный пограничный слой (ТПС).

Коэффициент  зависит от режима течения в пограничном слое, характеризуемого, с одной стороны, координатой , а с другой стороны - числом . С увеличением , т.е. с увеличением длины ламинарного участка пограничного слоя, коэффициент  убывает, а с увеличением числа  - вначале убывает до зоны автомодельности, а затем остается постоянным. Цифра 2 перед коэффициентом  означает, что за характерную площадь крыльевого элемента (крыло, горизонтальное и вертикальное оперение) принимают площадь в плане, хотя в обтекании потоком и создании аэродинамических сил (в данном случае - это сопротивление трения) принимает участие вся поверхность, т.е. обе стороны плоской поверхности. Аналогично для элементов, близких по форме к телам вращения (фюзеляж, гондолы двигателей и шасси) за характерную площадь принимают половину "смоченной" поверхности

. (36)

Величину  определяют в зависимости от и  по графику.

Число Рейнольдса определяют по формуле

, (37)

где  характерный линейный размер рассматриваемого элемента, измеренный вдоль потока (например, для крыльевых элементов - это хорда; для тел вращения - фюзеляж, гондола - длина) (табл.1, стр.3,4,5,6);

коэффициент кинематической вязкости воздуха на высоте ;

= 1,4607*10^-5 м²/с.

Минимальную скорость полета  рассчитывают по формуле

 (38)

Коэффициент  учитывает режим течения в пограничном слое (координата ), а также то, что рассматриваемый элемент самолета отличается от плоской пластины и имеет телесную форму, т.е.  учитывает сопротивление давления, имеющееся у элементов самолета в отличие от плоской пластины, расположенной вдоль потока. Коэффициент определяют по графикам в зависимости от относительной толщины  и координаты  для крыльевых элементов, и от удлинения  для элементов типа тел вращения.

Коэффициент  учитывает влияние сжимаемости воздуха на коэффициент сопротивления. Он зависит от числа М, относительной толщины  (для крыльевых элементов) или удлинения носовой части  (для тел вращения) и относительной координаты точки перехода ЛПС в ТПС . При для крыльевых элементов и тел вращения величину  определяют по рис. 19 [1]. Удлинение носовой части тел вращения  было определено (таблица 1).

Коэффициент  учитывает взаимное влияние частей самолета при обтекании воздушным потоком мест их сочленения. Его рассчитывают по формуле

 (39)

где коэффициент, зависящий от взаимного положения крыла и фюзеляжа, формы поперечного сечения фюзеляжа;

относительная площадь, занятая фюзеляжем (таблица 1).

Результаты расчета c_x0 записывают в таблицу 4.

Таблица 4 - Данные для расчета вспомогательной поляры

	Хорда крыльевых элементов				Длина тел вращения
	Крыло	Г. О	В. О	Пилон	Фюзеляж	Г. Д
L	6,768	6,684	10,6	3,08	48,74	5,69
Re	3,38*107	3,33*107	5,3*107	1,5*107	2,4*108	2,8*107
Xt	0	0	0	0	0	0
2Cf	0.0057	0.00565	0.0053	0.0064	0.0044	0.006
Cλ	0.1	0.1	0.1	0.1	12.9	0.479555
ηC	1.28	1.28	1.28	1.28	1.1	1.8
ηM	1.18	1.18	1.18	1.18	1.2	1.24
ηинт	0.871607	0.984261581	1	1	0.993	0.993
Схк	0.001	0.001	0.001	0.001	0.074	0.006
Sк	295.100	82.888	70.240	1.310	229.977	15.066
N	1	1	1	2	1	4
Сх0	0.06258

По формуле (34) определяем коэффициент профильного ("вредного”) сопротивления самолета

.

При увеличении угла атаки диффузорный эффект в местах сочленения крыла и фюзеляжа усугубляется, отрывные зоны расширяются, в результате чего сопротивление интерференции возрастает. Приращение коэффициента профильного сопротивления , вызванное этим влиянием, определяют как функцию безразмерной величины

 по формуле

. (40)

Коэффициент вихревого индуктивного сопротивления самолета  определяют по формуле

, (41)

гдепоправка, учитывающая форму крыла в плане (удлинение, сужение). Множитель учитывает увеличение индуктивного сопротивления за счет проявления сжимаемости воздуха. Влияние сжимаемости воздуха на величину , а следовательно, и на величину  практически проявляется, начиная примерно со скорости, соответствующей .

При расчете вспомогательной поляры скорость полета невелика, , поэтому волновое сопротивление отсутствует, т.е. . Уравнение вспомогательной поляры для рассматриваемого случая имеет вид:

 (42)

Значения , , определяем по вспомогательной кривой c_ya=f (a).

Результаты расчета вспомогательной поляры по формуле (42) записываем в таблицу 5.

Таблица 5 - Данные для построения вспомогательной поляры

Вспомогательная поляра
α0	-1.8	2	4	6	8
сya	0	0,27	0,413	0,555	0,697
сya	0	0, 209	0,32	0,429	0,54
∆сxp	0	6,9*10-6	6,76*10-6	2,9*10-6	1,6*10-3
сya2	0	0.073	0,17	0,308	0.43
сxi	0	0.009	0,022	0,0398	0.06
сxa	0.06	0.072	0,0846	0,102	0.13

По полученным значениям ,  строим вспомогательную поляру и производим на ней разметку углов атаки. Поляру строим в системе координат, совмещенной с координатными осями кривой c_ya=f (a) рисунок 4 (приложение).

 

3.2 Расчет и построение взлетных поляр

При расчете и построении поляр для взлетной конфигурации самолета без учета и с учетом влияния экрана земли необходимо иметь в виду следующее:

·        выпуск шасси увеличивает  самолета примерно в 1,5 раза;

·        отклонение механизации задней кромки крыла увеличивает ;

·        вблизи экрана земли вследствие возрастания эффективного удлинения крыла  уменьшается.

Взлетную поляру можно рассчитать по уравнению

, (43)

где приращение  от выпушенного шасси

; (44)

приращение коэффициента  от выпущенных на взлетный угол  закрылков, которое можно определить по эмпирической формуле

, (45)

для выбранного типа закрылков.

В формуле (43) предварительно вычислим постоянную составляющую:

. (46)

Тогда:

 (47)

Взлетную скорость  и взлетное число Маха  следует определять для, соответствующего , по формулам

, (48)

3.2.1 Без учета влияния экрана земли

Приращение коэффициента профильного сопротивления , вызванного интерференцией, связано с увеличением срывных зон при больших углах атаки в местах сочленения элементов самолета. Для случая взлета это приращение можно определить по формуле (40).

Коэффициент вихревого индуктивного сопротивления  рассчитывают так же, как для вспомогательной поляры по формуле (41), где .

Результаты расчета взлетной поляры без учета влияния экрана земли по формуле (33) записываем в таблицу 6.

Значения , , определяем по взлетной кривой c_ya=f (a) без учета влияния экрана земли рисунок 3 (приложение); ,найдены выше.

По полученным значениям ,  строим взлетную поляру без учета влияния экрана земли и производим на ней разметку углов атаки. Поляру строим в системе координат, совмещенной с координатными осями кривой c_ya=f (a). Масштабы выбираем такими же как и при построении вспомогательной поляры.

3.2.2 С учетом влияния экрана земли

Приращение коэффициента профильного сопротивления , вызванного интерференцией, связано с увеличением срывных зон при больших углах атаки в местах сочленения элементов самолета. Для случая взлета это приращение можно определить по формуле (40).

Коэффициент вихревого индуктивного сопротивления  с учетом влияния экрана земли рассчитывают так же, как для вспомогательной поляры по формуле (41), где , вместо эффективного удлинения  используют фиктивное удлинение , рассчитанное по формуле (19), , т.е.

. (49)

Значения , , были определены по взлетной кривой c_ya=f (a) с учетом влияния экрана;  и были вычислены выше.

По полученным значениям ,  строим взлетную поляру с учетом влияния экрана земли рисунок 3 (приложение) и производим на ней разметку углов атаки. Поляру строим в системе координат, совмещенной с координатными осями кривой c_ya=f (a). Масштабы выбираем такими же как и при построении вспомогательной поляры.

Таблица 6 - Данные для построения взлетных поляр без учета влияния экрана земли

Взлётная поляра
α0	-6.95	-6	-4	-2	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	20	21.73
Cya	0	0.0676	0.2099	0.352	0.4947	0.6371	0.7795	0.9219	1.0642	1.206	1.349	1.491	1.634	1.77	1.918	2.0421
Cya	0	0.0331	0.1028	0.1725	0.242	0.3817	0.4514	0.5211	0.591	0.66	0.73	0.800	0.87	0.939	1
∆Cxp	0	1.6*10-8	9.8*10-7	4.5*10-6	8.5*10-6	7.3*10-6	7.1*10-7	1.1*10-5	0.0002	0.001	0.001	0.003	0.006	0.01	0.022	0.035
Cya^2	0	0.00457	0.044	0.124	0.2447	0.4059	0.6076	0.8498	1.1325	1.456	1.82	2.224	2.669	3.15	3.68	4.1702
Cxi	0	0.00059	0.0057	0.0169	0.0316	0.0524	0.0785	0.1098	0.1464	0.188	0.235	0.287	0.345	0.41	0.476	0.539
Cxa	0.15	0.15134	0.156	0.167	0.1824	0.2032	0.2293	0.2606	0.2972	0.339	0.387	0.441	0.502	0.57	0.649	0.725

Таблица 7 - Данные для построения взлетной поляры с учетом экрана земли

Взлётная поляра с учётом экрана
α0	-6.95	-6	-4	-2	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	20	21.73
Cya	0	0.067	0.209	0.3523	0.494	0.637	0.779	0.921	1.064	1.206	1.348	1.491	1.633	1.776	1.918	2.042
Cya	0	0.033	0.103	0.1725	0.242	0.311	0.381	0.451	0.521	0.59	0.66	0.73	0.8	0.869	0.939	1
∆Cxp	0	1.6*10-8	9.8*10-7	4.5*10-6	8.5*10-6	7.3*10-6	7.1*10-7	1.1*10-5	0.0001	0.0004	0.001	0.003	0.006	0.012	0.022	0.035
Cya^2	0	0.004	0.044	0.124	0.244	0.405	0.6075	0.849	1.132	1.45	1.819	2.224	2.668	3.154	3.68	4.17
Cxi	0	0.0002	0.0019	0.005	0.010	0.017	0.0269	0.037	0.05	0.06	0.08	0.098	0.118	0.139	0.163	0.184
Cxa	0.15	0.150	0.152	0.156	0.161	0.168	0.1776	0.188	0.201	0.21	0.232	0.252	0.275	0.302	0.336	0.37

3.3 Расчет и построение посадочных поляр

При расчете и построении поляр для посадочной конфигурации самолета без учета и с учетом влияния экрана земли необходимо иметь в виду следующее:

·        выпуск шасси увеличивает  самолета примерно в 1,5 раза;

·        отклонение механизации задней кромки крыла весьма существенно увеличивает ;

·        вблизи экрана земли вследствие возрастания эффективного удлинения крыла  уменьшается.

Следует учитывать, что углы отклонения закрылков при посадке  больше, чем при взлете, в связи с чем  и  также будут больше, чем при взлете.

Посадочную поляру можно рассчитать по уравнению:

, (50)

гдеприращение коэффициента  от выпущенных на посадочный угол  закрылков, которое можно определить по эмпирической формуле:

, (51)

В формуле (50) предварительно вычислим постоянную составляющую:

. (52)

Тогда:

. (53)

Посадочную скорость  и посадочное число Маха  следует определять для, соответствующего , по формуле:

; (54)

3.3.1 Без учета влияния экрана земли

Приращение коэффициента профильного сопротивления , вызванного интерференцией, связано с увеличением срывных зон при больших углах атаки в местах сочленения элементов самолета. Для случая посадки это приращение можно определить по формуле (40).

Коэффициент вихревого индуктивного сопротивления  рассчитывают так же, как для вспомогательной поляры по формуле (41), где .

Результаты расчета посадочной поляры без учета влияния экрана земли по формуле (53) записываем в табл. 8.

Значения , , определяем по посадочной кривой c_ya=f (a) без учета влияния экрана земли (приложение, рис. 2);  и  были определены выше.

По полученным значениям ,  строим посадочную поляру без учета влияния экрана земли (приложение, рис. 3) и производим на ней разметку углов атаки. Поляру строим в системе координат, совмещенной с координатными осями кривой c_ya=f (a). Масштабы выбираем такими же как и при построении вспомогательной поляры.

3.3.2 С учетом влияния экрана земли

Приращение коэффициента профильного сопротивления , вызванного интерференцией, связано с увеличением срывных зон при больших углах атаки в местах сочленения элементов самолета. Для случая посадки это приращение можно определить по формуле (40).

Коэффициент вихревого индуктивного сопротивления  с учетом влияния экрана земли рассчитывают так же, как для вспомогательной поляры по формуле (41), где , вместо эффективного удлинения  используют фиктивное удлинение  т.е.:

 (55)

Результаты расчета посадочной поляры с учетом влияния экрана земли по формуле (53) записываем в табл. 9.

Значения , , определяем по посадочной кривой  с учетом влияния экрана земли (приложение рис. 3);  и  были определены выше.

По полученным значениям ,  строим посадочную поляру с учетом влияния экрана земли (приложение, рис. 3) и производим на ней разметку углов атаки. Поляру строим в системе координат, совмещенной с координатными осями кривой c_ya=f (a). Масштабы выбираем такими же, как и при построении вспомогательной поляры.

Таблица 8 - Данные для построения посадочной поляры

Посадочная поляра
α0	-10.96	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	20	20.79
Cya	0	0.068	0.21	0.353	0.495	0.637	0.78	0.922	1.0649	1.2073	1.349	1.492	1.634	1.776	1.919	2.2038	2.2605
Cya	0	0.0302	0.093	0.156	0.219	0.282	0.345	0.408	0.471	0.534	0.597	0.66	0.723	0.786	0.849	0.9749	1
∆Cxp	0	1*10-8	7*10-7	3*10-6	7*10-6	9*10-6	4*10-6	2*10-7	2*10-5	0.0001	0.0005	0.001	0.002	0.005	0.01	0.0293	0.035
Cya^2	0	0.0046	0.044	0.124	0.245	0.406	0.608	0.851	1.134	1.457	1.8216	2.226	2.671	3.157	3.683	4.857	5.1101
Cxi	0	0.0002	0.002	0.005	0.01	0.018	0.027	0.037	0.0502	0.064	0.0807	0.098	0.118	0.139	0.163	0.627	0.6605
Cxa	0.222	0.222	0.224	0.227	0.232	0.239	0.248	0.259	0.286	0.303	0.321	0.343	0.367	0.395	0.879	0.917

Таблица 9 - Данные для расчета посадочных поляр с учетом экрана

Посадочная поляра c учетом экрана
α0	10.96	-10	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6	8	10	12	14	16	18	20	20.79
Cya	0	0.068	0.21	0.353	0.495	0.637	0.78	0.922	1.064	1.207	1.349	1.492	1.634	1.776	1.919	2.061	2.2	2.24
Cya	0	0.03	0.093	0.156	0.219	0.282	0.345	0.408	0.471	0.534	0.597	0.66	0.723	0.786	0.849	0.912	0.974	1
∆Cxp	0	1*10-8	7*10-7	3*10-6	7*10-6	9*10-6	4*10-6	2*10-7	2*10-5	0.0001	0.0005	0.001	0.002	0.005	0.01	0.02	0.029	0.04
Cya^2	0	0.004	0.044	0.124	0.245	0.406	0.608	0.851	1.134	1.457	1.82	2.22	2.67	3.15	3.68	4.24	4.8	5
Cxi	0.22	0.0002	0.002	0.005	0.01	0.018	0.027	0.037	0.05	0.064	0.08	0.09	0.11	0.13	0.16	0.18	0.2	0.1
Cxa	0.22	0.222	0.224	0.227	0.232	0.239	0.248	0.259	0.272	0.286	0.303	0.32	0.34	0.36	0.39	0.42	0.4	0.35

3.4 Расчет и построение крейсерских поляр

Крейсерские поляры рассчитывают для полетной конфигурации самолета и расчетной высоты полета  для тех же чисел Маха, что и крейсерские кривые c_ya=f (a), по формуле

. (56)

Коэффициент волнового сопротивления с_хв необходимо учитывать в связи с образованием местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения при обтекании крыла и других частей самолета воздушным потоком.

В рассматриваемом диапазоне чисел М волновое сопротивление создается в основном крылом.

Числа  следует вычислять для расчетной высоты полета и скоростей, определяемых по формуле

, (57)

где

скорость звука на расчетной высоте (приложение [1]).

При, когда сжимаемость воздуха отсутствует, расчет  ведут для  на расчетной высоте

. (58) При  , (59)

пассажирский самолет аэродинамический поляр

где характерный линейный размер элемента, измеренный вдоль потока, м (таблица 1);

кинематический коэффициент вязкости, .

 ;

Для каждого значения числа  по графику определяем коэффициент , для каждого значения числа  по графикам определяем , затем рассчитываем .

Таблица 10 - Данные для построения крейсерских поляр

		Хорда крыльевых элементов				Длина тел вращения
		Кр.	Г. О	В. О	Пилон	Ф.	Г. Д
M	l	6.768	6.684	10.6	3.0805	48.741	5.69
	cλ	0.1	0.1	0.1	0.1	12.912802	0.4795
	ηC	1.27	1.27	1.27	1.27	1.1	1.8
	ηинт	0.1	0.1	0.1	0.1	12.912	0.4795
	Sк	295.1	82.88	70.239	1.31	229.97	15.066
	n	1	1	1	2	1	4
	S'	326.65	103.6	89.204	3.327	251.204	107.71
0	Re	1.25*107	1.24*107	1.97*107	5.73*106	9.07*107	1.06*106
	2Cf	0.006	0.006	0.0055	0.0067	0.0045	0.0062
	ηM	1	1	1	1	1	1
	Xak	1.95995	0.621668	0.490624	0.022294	1.1304188	0.667843
	Cx0	0.017077
7	Re	9.5*107	9.4*107	1.5*108	4.3*107	6.89*108	8.05*107
	2Cf	0.0044	0.0045	0.0042	0.005	0.0047	0.0046
	ηM	1.11	1.11	1.11	1.11	0.96	1.16
	Xak	1.595	0.5175	0.4158	0.0184	1.1334	0.574
	Cx0	0.01485
0.8	Re	1.09*108	1.08*108	1.72*108	4.97*107	7.87*108	9.2*17
	2Cf	0.0044	0.00445	0.0043	0.0048	0.003	0.00449
	ηM	1.2	1.2	1.2	1.2	0.95	1.24
	Xak	1.724	0.553	0.4602	0.0191	0.7159	0.599
	Cx0	0.01421
0.85	Re	1.16*108	1.15*108	1.82*108	5.28*107	8.36*108	9.77*107
	2Cf	0.0044	0.0045	0.0041	0.0044	0.0045	0.0041
	ηM	1.24	1.24	1.24	1.24	1.24	1.24
	Xak	1.782	0.578	0.453	0.0181	1.4017	0.547
	Cx0	0.01688
0.9	Re	1.23*108	1.22*108	1.93*108	5.6*107	8.8*108	1.04*108
	2Cf	0.00445	0.004	0.0047	0.002	0.0045
	ηM	1.25	1.25	1.25	1.25	0.925	1.36
	Xak	1.796	0.576	0.446	0.0195	0.4647	0.659
	Cx0	0.01383
0.95	Re	1.29*108	1.28*108	2.04*108	5.9*107	9.3*107	1.09*108
	2Cf	0.0044	0.00445	0.004	0.00475	0.0015	0.004
	ηM	1.33	1.33	1.33	1.33	0.92	1.48
	Xak	1.91	0.613	0.474	0.021	0.3466	0.637
	Cx0	0.13977

В результате расчетов в соответствии с табл. 10 для каждого числа М определяем значение  по формуле

. (60)

Расчет поляр производим при , равных 0; 0,1; 0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7, т.е. при малых углах атаки, поэтому значением  можно пренебречь. Коэффициент  вычисляем по формуле (41).

Коэффициент волнового сопротивления с_хв необходимо учитывать в связи с образованием местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения при обтекании крыла и других частей самолета воздушным потоком.

В рассматриваемом диапазоне чисел М волновое сопротивление создается в основном крылом.

Коэффициент волнового сопротивления можно рассчитать по формуле

c_хв = с_хво+с_хв,

 

где с_хво - составляющая коэффициента волнового сопротивления, не зависящая от с_уа.

с_хвi - коэффициент волнового индуктивного сопротивления, зависящий отс_уа.

,

Где

;

,

где М_{кр 0} - критическое число Маха при с_уа = 0

.

При с_уа = 0, М = 0, ; М = 0.7, ; М = 0.8, ;

М = 0.85, ,; М = 0.9, ,;

М = 0.95, ,.

При с_уа = 0,1; 0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7 расчеты аналогичны.

Коэффициент волнового индуктивного сопротивления крыла с_{х в i} определяется по формуле

,

Таблица 11 - Данные для построения крейсерских поляр

Cya	М кр	М	Cx0	Cxi	Cxb0	Cxbi	Cxa
0	0,77719	0	0.017078	0	0	0	0.0170775
		0,7	0.014853	0	0	0	0.0148531
		0,8	0.014217	0	0	0	0.0142167
		0,85	0.016689	0	0.001319	0	0.018008
		0,9	0.01383	0	0.005688	0	0.0195182
		0,95	0.013978	0	0.014056	0	0.0280343
0.1	0,774773	0	0.017078	0.000609	0	0	0.0176861
		0,7	0.014853	0.000852	0	0	0.0157053
		0,8	0.014217	0.001014	0	0	0.015231
		0,85	0.016689	0.001155	0.001426	3.2E-05	0.0193024
		0,9	0.01383	0.001396	0.005909	0.000178	0.0213139
		0,95	0.013978	0.001949	0.014359	0.000681	0.0309677
0.2	0,767364	0	0.017078	0.002434	0	0	0.0195119
		0,7	0.014853	0.003409	0	0	0.0182619
		0,8	0.014217	0.004057	0	0	0.018274
		0,85	0.016689	0.004621	0.001771	0.000169	0.0232508
		0,9	0.01383	0.005585	0.006586	0.000846	0.0268476
		0,95	0.013978	0.007796	0.015266	0.003084	0.0401248
0.3	0,75508	0	0.017078	0.005477	0	0	0.0225548
		0,7	0.014853	0.00767	0	0	0.0225229
		0,8	0.014217	0.009129	0.000282	5.37E-05	0.0236815
		0,85	0.016689	0.010398	0.002421	0.000577	0.0300846
		0,9	0.01383	0.012566	0.007753	0.002484	0.0366332
		0,95	0.013978	0.017541	0.016769	0.008436	0.0567244
0.4	0,737884	0	0.017078	0.009737	0	0	0.026815
		0,7	0.014853	0.013635	0	0	0.0284882
		0,8	0.014217	0.016229	0.000648	0.000253	0.0313465
		0,85	0.016689	0.018485	0.003468	0.001692	0.0403336
		0,9	0.01383	0.022339	0.009449	0.006181	0.0517993
		0,95	0.013978	0.031185	0.018842	0.019328	0.0833322
0.5	0,715775	0	0.017078	0.015215	0	0	0.0322923
		0,7	0.014853	0.021305	0	0	0.036158
		0,8	0.014217	0.025358	0.001359	0.000984	0.0419173
		0,85	0.016689	0.028882	0.005011	0.004536	0.0551179
		0,9	0.01383	0.034905	0.011693	0.014173	0.074601
		0,95	0.013978	0.048726	0.021436	0.040661	0.1248011
0.6	0,688752	0	0.017078	0.021909	0	0	0.0389868
		0,7	0.014853	0.030679	0	0	0.0455321
		0,8	0.014217	0.036515	0.002561	0.003265	0.0565583
		0,85	0.016689	0.041591	0.007118	0.011324	0.076721
		0,9	0.01383	0.050263	0.014471	0.030771	0.109336
		0,95	0.013978	0.070166	0.024471	0.081246	0.1898601
0.7	0	0.017078	0.029821	0	0	0.0468984
		0,7	0.014853	0.041758	0.00014	0.000218	0.0569695
		0,8	0.014217	0.049701	0.004368	0.009475	0.0777606
		0,85	0.016689	0.056609	0.009806	0.026504	0.109609
		0,9	0.01383	0.068414	0.017725	0.063895	0.1638639
		0,95	0.013978	0.095503	0.027842	0.156299	0.2936218

По данным таблицы 9 строим семейство крейсерских поляр для разных чисел М. Поляры строим на том же графике, что и крейсерские кривые c_ya=f (a).

3.5 Расчет и построение полетных поляр

Полетная поляра, или поляра горизонтального полета, представляет собой кривую зависимости между с_уа, с_ха, и М для установившегося горизонтального полета при разных числах Маха и постоянной высоте. Полетные поляры рассчитывают строят только для турбореактивных самолетов для высот равных 0; 3000; 6000; 9000; 12000.

. При

М = 0,,

.

Результаты расчета сводим в таблицу 12

Таблица 12 - Данные для построения полётных поляр.

M	Cya
	0	3000	6000	9000	12000
0	2.789742	3.758503	5.177067	7.316858	10.95552
0.7	1.23689	1.787301	2.654262	4.068998	6.456713
0.8	0.946994	1.368402	2.032169	3.115327	4.943421
0.85	0.83886	1.212149	1.800122	2.759597	4.378947
0.9	0.748242	1.081207	1.605664	2.461493	3.905913
0.95	0.671552	0.970391	1.441095	2.209207	3.505584

Полетные поляры приведены в приложении. В соответствии с рассчитанными значениями с_уа для каждой фиксированной высоты наносят точки на крейсерские поляры, соответствующие числам М, равным 0; 0,7.0,95, и для каждого числа Маха соединяют их плавными кривыми. Полученные кривые представляют собой полетные поляры, или поляры режимов горизонтального полета для разных высот. Пользуясь полетными полярами, удобно для требуемого режима полета (угол атаки, высота, скорость, число Маха) определить аэродинамические коэффициенты с_ха; с_уа, а следовательно, и аэродинамическое качество, что бывает необходимо для расчета аэродинамических характеристик, например, потребных тяг или мощностей и т.д.

,

Заключение

В процессе выполнения работы, используя теоретические знания и рекомендации, были определены, выбраны и рассчитаны геометрические и аэродинамические характеристики самолёта.

Наглядно показаны зависимости между аэродинамическими параметрами, закономерности влияния аэродинамических параметров на эксплуатационные характеристики самолёта. В результате работы над курсовым проектом мною были расширены знания в данной предметной области.

Список использованных источников

1. И. И. Логвинов, И.Н. Гусев, В.М. Гарбузов. Поляры транспортного самолёта: Учебное пособие. - Москва - Иркутск. 2002. - 59с.

. Расчёт поляр самолёта. Методические указания к выполнению курсовой работы. Составила Р.Ф. Хрюкина. - Иркутск, 1985. - 32с.

. http://www.airwar.ru/enc/craft/il62.html

. http://www.airbase.ru/alpha/rus/i/il/62/

. СТО ИрГТУ-005-2009.