Методические указания по выполнению курсовой работы по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов»

Построение кривой коэффициента подъемной силы С_у= f( ).

Для разметки на поляре углов атаки строят кривую коэффициента подъемной силы С_у=f( ) (рис.2. б). Для ее построения следует выбрать для профиля эквивалентного крыла угол нулевой подъемной силы _о и = a₀ – наклон кривой С _у = f( ). У скоростных профилей _{о =} 0  -1^о, а_о=0.1 (для  в градусах ).

Для крыла эта величина равна:
а_х = =
линейный участок кривой С_уа= f() строится по формуле:
С_у=
Достаточно 2-х точек: одна – при _о и С _у =0 , вторая при =6. Эту прямую доводят до значения С_{уа max}.

Критический угол атаки находят приближенно, добавляя к  (см. рис. 2. б) =1,5-3^о.
Верхнюю часть кривой С_у= f() проводят по лекалу (от 0.8 до С_{уа max}).
Имея кривую С_у =, размечают углы атаки на поляре так, как это показано на рис.2.



а) б)

Рис. 2. Графики зависимости а) С_у= f(С_х) и б) С_у= f()

Таблица международной стандартной атмосферы


Таблица 3

Геометричес- кая высота	Барометричес- кое давление	Температура	Плотность кг/м^3	Скорость звука	Кинематич. коэффициент вязкости м^2/сек
0	101,32	288,16	1,225	340,28	1,4010^-5
1000	89,87	281,65	1,112	336,43	1,5810^-5
2000	79,5	275,14	1,0067	332,52	1,7110^-5
3000	70,12	268,64	9,0910^-1	328,56	1,8610^-5
4000	61,65	262,13	8,1910^-1	324,56	2,02710^-5
5000	54,045	255,63	7,3610^-1	320,51	2,10310^-5
6000	47,21	249,13	6,6010^-1	316,41	2,4110^-5
7000	41,1	242,63	5,9010^-1	312,25	2,6410^-5
8000	35,65	236,14	5,2510^-1	308,05	2,9010^-5
9000	30,79	229,64	4,6710^-1	303,05	3,1910^-5
10000	26,49	223,15	4,1310^-1	299,45	3,5210^-5
11000	22,69	216,66	3,6510^-1	295,07	3,8910^-5
12000	19,39	216,66	3,1210^-1	295,07	4,5610^-5
14000	14,16	216,66	2,2810^-1	295,07	6,2510^-5
16000	10,348	216,66	1,6610^-1	295,07	8,5410^-5
18000	7,56	216,66	1,21610^-1	295,07	1,1710^-4
20000	5,53	216,66	8,8910^-2	295,07	1,6010^-4

Часть II
Аэродинамический расчет самолета

Задачей аэродинамического расчета является определение летных характеристик самолета: скорости, высоты полета, дальности и продолжительности полета, статического потолка самолета, его скороподъемности, взлетно-посадочных характеристик, а также характеристик виражей и маневров, выполняемых в вертикальной плоскости, так и в пространстве.

В курсовой работе выполняется не весь аэродинамический расчет, а только часть его, в которой определяются:
- взлетно-посадочные характеристики;


2.1. Расчет взлетно-посадочных характеристик

Взлетные характеристики определяются длинами участков валета, соответствующими скоростями и углами подъема на этих участках при нормальном взлете (взлет с нормальной работой всех двигателей) и при продолженном (взлет завершается с отказавшим двигателем) или прерванном взлете (взлет после отказа двигателя прекращается).

Полная взлетная дистанция включает расстояние, проходимое с момента страгивания до момента выхода самолета на высоту 400 м над уровнем взлетно-посадочной полосы (ВПП), и состоит издвух участков: собственно взлета и начального набора высоты, которые тоже включают в себя по несколько этапов.
Собственно взлет определяется дистанцией, которую проходит самолет с момента страгивания до набора высоты 10,7 м над уровнем ВПП в точке отрыва. Номенклатура скоростей, длин участков, этапов, углов подъема на взлете достаточно широка. В курсовой работе рекомендуется определить только некоторые характеристики собственно взлета при нормальной работе всех двигателей: скорость отрыва, безопасную скорость взлета, длину разбега, взлетную дистанцию, потребную длину разбега (ПДР), потребную дистанцию взлета (ПДВ).

Скорость отрыва самолета V_отрдолжна не менее чем на 10% превышать скорость сваливания V_с, т. е.

Скорость сваливания определяется при первой взлетной конфигурации (механизация крыла находится во взлетном положении, шасси выпущено) по формуле


=

где G_взл =m₀ *g – взлетный вес самолета;

c_ymax = 1,8– максимальный коэффициент подъемной силы крыла при первой взлетной конфигурации.

Безопасную скорость взлета V₂ (эта скорость достигается в конце первого этапа взлета, т. е. на высоте 10,7 м) можно определить через скорость сваливания при первой взлетной конфигурации из следующих соотношений:

=86,56
–для самолетов с ТРД.
Так можно рекомендовать определение скорости отрыва V_отри безопасной скорости взлета V₂ в первом приближении.

Длину разбега L_р рекомендуется вычислять по упрощенной формуле:

= 2981 m
где V_отр – скорость отрыва самолета от ВПП (см. выше);


– средняя тяговооруженность при разбеге, =


f – коэффициент трения (определяется по таблице 4).

Значение суммарной располагаемой тяги P_р на разбеге для самолетов с ТРД можно принять равным

P_р≈0,95P₀=0,95*189400=179930
где P₀ – суммарные статическая тяга у земли (заданы в задании).
Согласно данным исследований считается целесообразным разгонять самолет в процессе разбега до безопасной скорости взлета V₂на этой скорости выполнять отрыв самолета и затем набирать высоту 10,7 м на постоянной скорости.
Взлетная дистанция L_взлопределяется как расстояние, проходимое самолетом с момента страгивания до момента набора высоты 10,7 м.
L_взл=L_р+L₁=2981+957,447=3938,447 m
= *( 957,447 m
где L₁ – длина воздушного участка, определяемого расстоянием от момента отрыва самолета до набора высоты 10,7 м;


ΔP_сред – средний избыток тяги, определяемый по формуле:
=179930-

Располагаемая тяга P_ропределяется как среднее значение суммарной располагаемой тяги, вычисляемой при скорости V_отри V₂. Качество самолета Kопределяется как среднее значение аэродинамического качества при отрыве (первая взлетная конфигурация – шасси и закрылки выпущены) и качество на высоте 10,7 м (вторая взлетная конфигурация – механизация крыла во взлетном положении, шасси убрано). При отрыве на Kвлияет близость земли.

Потребная длина разбега согласно нормам летной годности (АП) рассчитывается по формуле
=1,15*(2981+ *957,447)=3978,68 m

Потребная дистанция взлета согласно АП определяется по формуле:

=1,15*(2981+957,447)=4529,21 m

Посадочные характеристики определяются длинами участков посадки, соответствующими скоростями и углами снижения на этих участках. Полная посадочная дистанция L_ппопределяется расстоянием по горизонтали, проходимым самолетом с момента входа в глиссаду на высоте 400 м (над уровнем ВПП в точке ожидаемого касания) при заходе на посадку до момента полной его остановки после пробега. В курсовой работе рекомендуется определять некоторые характеристики собственно посадки при нормальной работе всех двигателей и систем самолета (нормальный заход на посадку): скорость захода на посадку, посадочную скорость, длину пробега, посадочную дистанцию, потребную посадочную дистанцию. Собственно посадка состоит из воздушного участка, определяемого отрезком с момента пролета высоты 15 м над уровнем ВПП до касания ВПП, и последующей длины пробега. Скорость захода на посадку V_зпдолжна быть не меньше, чем V_зп≥1,3V_со,

где V_со– скорость сваливания при посадочной конфигурации самолета (закрылки выпущены в посадочное положение, шасси выпущено). Скорость сваливания V_со вычисляется по формуле
=
где =2,72,8 – максимальный коэффициент подъемной силы при выпущенных закрылках в посадочное положение.
Посадочная масса m_пос=m_взл-0,9 m_т.
Посадочный вес G_пос=m_{пос g}
Посадочную скорость можно определить из соотношения:
V_п=V_зп-22 км/ч=112,6-6,1 m/s=106,5 m/s

Длину пробега можно определить по приближенной зависимости:
=
Входящий в эту формулу коэффициент трения зависит от состояния поверхности ВПП и определяется по таблице 5.
Посадочное качество K_посопределяется при угле атаки α=α_пос. K_пос=810

Посадочная дистанция L_пос рассчитывается по формуле:

L_пос=L_выр+L_пр =736,43+810,16=1546,6 m


=9*( 736,43 m
где L_выр – длина выравнивания, определяемая как расстояние, которое проходит самолет по горизонтали с момента пересечения высоты 15 м и до касания ВПП;
K_сред=9 – среднее качество самолета на рассматриваемом участке, равное полусумме качества на высоте 15 м и H=0.

Таблица 4 Значение коэффициента трения f			Таблица 5 Значение приведенного коэффициента трения fпр
Состояние ВПП	Среднее значение f		Состояние поверхности ВПП	Коэффициент трения fпр
Сухой бетон	0,04		Сухая	0,150
Мокрый бетон	0,05		Влажная	0,100
Твердый грунт	0,06		Покрытая снегом	0,070
Мокрая трава	0,11		Обледенелая	0,045
ВПП, покрытая снегом	0,11

Потребная посадочная дистанция L_ППД при сухой ВПП для посадки на основной и запасной аэродромы определяется по формулам:

L_ППДС=1,67L_пос =1,67*1546,6=2585,8 m (основной);
L_ППДС=1,43L_пос =1,43*1546,6=2211,6 m (запасной).

В качестве потребной посадочной дистанции на влажной ВПП должна приниматься потребная посадочная дистанция при сухой ВПП, умноженная на коэффициент 1,15.

Литература:
1. Ермакова Л.С. Расчет и построение поляр дозвуковых транспортных и пассажирских самолетов (Метод ЦАГИ). ТашПИ, 1990.
2. Аэродинамика самолета. Под ред. Г.А. Колесникова. М.: Машиностроение, 1992.
4. Мхитарян А. М., Ушаков В. В., Трубенок В. Д., Баскакова А. Г. Аэрогидромеханика. М.: Машиностроение, 1984. 352 с.
5. Л.Ф. Николаев. Основы аэродинамика и динамики полета транспортных самолетов. М.: Машиностроение, 1997.
6. В.М. Гарбунов, А. Л. Ермаков, М.С. Кубланов, В.Г. Ципенко. Аэромеханика. М.: МГТУГА, 2000 г.
7. Житомирский Г. И. Конструкция самолётов. М.: Машиностроение, 1995. 416 с.
8. Шульженко М. Н. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1971. 416 с.