![]() КАТЕГОРИИ:
АстрономияБиологияГеографияДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника
|
Методичні рекомендації до виконання курсового проектуСтр 1 из 6Следующая ⇒ На початку розрахунків курсового проекту мають бути наведені: 1. Основні вихідні дані (креслення літака в трьох проекціях), масові та геометричні характеристики літака, характерні висоти, на яких виконується оцінювання аеродинамічних характеристик літака. 2. Згідно з варіантом завдання на курсовий проект з додатку 1 необхідно вибрати вихідні дані для розрахунків. Пояснювальна записка до курсового проекту складається з таких частин: 1. Вступ. 2. Основна частина (поділяється на кілька розділів). 3. Список літератури. 4. Додатки. Вступ У вступі обґрунтовується актуальність теми, що вивчається, її практична значущість; визначаються об'єкт, предмет, мета і завдання дослідження; розглядаються методи, за допомогою яких воно виконувалось; розкриваються структура роботи та її основний зміст. Обов'язковою частиною вступу є огляд літератури з теми дослідження, у який включають найбільш цінні, актуальні роботи (8-10 джерел. Основна частина В основній частині наводиться опис розрахунків відповідних етапів польоту. Дані розрахунків зводяться в таблиці. Таблиці необхідно подавати в роботі безпосередньо після тексту, де вони згадані вперше або на наступній сторінці. Цифрова інформація в таблицях має бути компактною. Слово «Таблиця» пишеться без скорочення і розміщується у правому верхньому куті таблиці над її тематичним заголовком. Нумерують таблиці арабськими цифрами порядковою нумерацією у межах розділу, за винятком таблиць, наведених у додатках. Таблиці з великою кількістю рядків можна переносити на наступну сторінку. При поділі таблиці на частини допускається заміняти заголовки стовпців або рядків номерами, нумеруючи їх у першій частині таблиці. Графіки наводять для зображення функціональної залежності і швидкого знаходження функції за значенням аргументу. Осі абсцис і ординат на графіках креслять суцільними лініями. Якщо числові значення занадто великі, тенденція зміни параметра є відомою і незмінною, допускається розрив осі ординат. Ілюстрації (креслення, графіки) позначаються словом «Рис.» і нумеруються послідовно в межах розділу. Номер та назву розділу розміщують під ілюстрацією. Висновки Висновки завершують роботу. У них підводять підсумки проведених досліджень. Висновки формулюють у вигляді окремих лаконічних і, головне, конкретних положень, які підсумовують експериментальні результати проведеного дослідження. У пункти висновків можуть бути включені узагальнені цифрові дані, одержані автором. Висновки повинні містити відповідь на питання, що були сформульовані у вступній частині. Список літератури Список літератури - це перелік джерел, які були використані під час виконання роботи і на які є посилання в тексті. Бібліографічний опис літератури має бути повним, оскільки він дає можливість судити про поінформованість автора з певної тематики. Використані джерела рекомендується розміщувати в порядку згадування в тексті за їх наскрізною нумерацією. Не слід включати до списку роботи, на які не було посилання в тексті. Бібліографічний опис виконується мовою оригіналу . Додатки Ілюстрації можна оформляти у вигляді додатків. Усі додатки повинні мати порядкову нумерацію та назви, що відповідають їхньому змісту. Нумерація аркушів з додатками продовжує загальну нумерацію сторінок основного тексту роботи.
РОЗДІЛ 1.
ГЕОМЕТРИЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРАНСПОРТНОГО ЛІТАКА
1.1. Основні елементи пленеру літака та їх призначення
Крило як основна несуча поверхня служить для створення підйомної сили, необхідної для урівноваження сили тяжіння літака на всіх режимах польоту. Оперення (горизонтальне і вертикальне) служать для забезпечення сталого керованого польоту на всіх режимах польоту та виконання заданого маневру. До оперення літака відносять нерухомі (стабілізатор і кіль) і рухомі (кермо висоти і напряму) частини горизонтального і вертикального оперення. Силова установка являє сукупність двигунів з агрегатами та системами пристроїв, що забезпечують надійну роботу двигунів в процесі його експлуатації. При зовнішньому розміщенні двигунів на літаку їх укладають в зручно обтічні мотогондоли, що покращує аеродинамічну компоновку літака. Мотогондоли можуть розміщуватися під крилом, на крилі або в хвостовій частині фюзеляжу. Шасі призначено для здійснення зльоту і посадки літака і пересування по землі. В даний час транспортні літаки, як правило, забезпечені шасі, яки вбираються у польоті. Перераховані основні елементи планера транспортного літака мають певну геометричну форму і відповідні геометричних характеристик. Аеродинамічні характеристики літака залежать від режиму польоту і від геометричних характеристик елементів планера. За цим вихідними даними для розрахунку аеродинамічних характеристик завжди є заданий режим польоту (висота і швидкість) і розрахункова схема літака, за якою визначають всі необхідні для аеродинамічного розрахунку геометричні характеристики елементів планера. 1.2. Геометричні характеристики крила і оперення Крило, стабілізатор і кіль літака геометрично схожі між собою, що дозволяє об’єднати розгляд їх основних геометричних характеристик. До основних геометричних характеристик крила і оперення відносяться: профіль, хорди (центральна У аеродинамічному розрахунку використовують геометричні характеристики частин крила і оперення, омиваних потоком. Ці геометричні характеристики відзначаються індексом '. 1. 3. Геометричні характеристики фюзеляжу і мотогондол. До основних характеристик фюзеляжу літака і мотогондол відноситься довжина фюзеляжу Таким чином визначаються основні характеристики елементів планера необхідні для аеродинамічного розрахунку. Аеродинамічні характеристики деяких профілів и стандартна атмосфера (по ГОСТ 4401-73) наведені в додатках 1 і 2 відповідно.
На рис. 1.1. наведено розрахункову схему транспортного літака, а усі його геометричні характеристики зводяться у таблицю 1.1.
Рис. 1.1. Розрахункова схема транспортного літака РОЗДІЛ 2.
АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРАНСПОРТНОГО ЛІТАКА
До основних аеродинамічних характеристик транспортного ЛА відносяться коефіцієнти підйомної сили та лобового опору, поляри і аеродинаміч-на якість ЛА на всіх режимах польоту. Розраховуються також відносна координата фокуса за кутом атаки і коефіцієнт моменту тангажа. Числові значення цих аеродинамічних характеристик залежать від аеродинамічного компонування літака, його геометричних параметрів, швидкості, висоти польоту та інших експлуатаційних факторів. При цьому в наближених розрахунках приймають, що піднімальна сила ЛА дорівнює підйомній силі, створюваної крилом. Розглянемо, як наближено розраховуються основні аеродинамічні характеристики транспортних ЛА з ТРДД та ТВД заданого аеродинамічного компонування. 2.1. Коефіцієнт підйомної сили Коефіцієнт підйомної сили
s w:ascii="Cambria Math" w:h-ansi="Cambria Math"/><wx:font wx:val="Cambria Math"/><w:b/><w:i/><w:sz w:val="28"/><w:sz-cs w:val="28"/><w:lang w:val="RU"/></w:rPr><m:t>РЅСЃ</m:t></m:r></m:sub></m:sSub></m:oMath></m:oMathPara></w:p><w:sectPr wsp:rsidR="00000000"><w:pgSz w:w="12240" w:h="15840"/><w:pgMar w:top="1134" w:right="850" w:bottom="1134" w:left="1701" w:header="720" w:footer="720" w:gutter="0"/><w:cols w:space="720"/></w:sectPr></wx:sect></w:body></w:wordDocument>">
У виразах (2.1) і (2.2) прийняті наступні позначення:
2.1.1. Розрахунок похідної Похідна
чи
де: Для зручності користування виразом (2.3) на рис. 2.1, а … 2.1, е наведено графічні залежності При числах М ≤ 0,4 вважають, що стісклість повітря не проявляється, отже, похідна При числах М > 0,4 необхідно в розрахунках по формулі (2.3) чи по рис. 2.1 враховувати вплив чисел М польоту. Максимального значення похідна По знайденим значенням похідних
Розглянемо приклад розрахунку залежності похідної Дано: профіль крила NACA 23011,
Результати розрахунку наведено в таблиці 2.1 а також у вигляді графічної залежності
Рис.2.1. Залежності Рис. 2.2. Залежності Таблиця 2.1
Рис. 2.3. Залежність
2.1.2. Кут атаки нульової підйомної сили
Кут атаки нульової підйомної сили крила Величина кута
де j– кут кромки крила в град;
Рис.2.4. Залежності
Кут атаки літака можна представити у вигляді суми де: 2.1.3. Залежність коефіцієнта підйомної сили Залежність коефіцієнта де:
де:
Рис.2.5. Залежність коефіцієнта Рис.2.6. Залежність коефіцієнта і звуження крила Рис.2.7. Залежність коефіцієнта Розглянемо приклад розрахунку і побудову залежності Дано: профіль крила NACA23011;
;
Задаемся:
Побудова залежності коефіцієнта підйомної сили від кута атаки проводиться таким чином. Розраховують значення Рис.2.8. Побудова залежності 2.1.4. Залежність коефіцієнта підйомної сили від кута атаки літака (зльотно-посадочна конфігурація) Залежність коефіцієнта
де: В наближених розрахунках вважають, що прирощення коефіцієнта дорівнює де n – кількість відхилених видів механізації,
де
0,2 – прості щитки і прості закрилки; 0,25 – щільові закрилки і видвіжні щільові закрилки (графіки рис.2.9, а) … 2.9, з) побудовані для середніх значень
Механізація передньої кромки (нещелевого чи відхиляємого носка) дещо знижує значення коефіцієнта
де
де: Максимальне значення коефіцієнта підйомної сили крила з механізацією без врахування впливу близькості землі визначається в наступному вигляді де
де Приріст коефіцієнта підйомної сили, визваний екрануючим впливом близькості землі на зльоті і посадці літака
Рис. 2.9. Залежності Рис. 2.10. Вплив механізації передньої кромки крила на кут s w:ascii="Cambria Math" w:h-ansi="Cambria Math"/><wx:font wx:val="Cambria Math"/><w:b/><w:i/><w:sz w:val="28"/><w:sz-cs w:val="28"/><w:lang w:val="RU"/></w:rPr><m:t>0</m:t></m:r></m:sub></m:sSub></m:oMath></m:oMathPara></w:p><w:sectPr wsp:rsidR="00000000"><w:pgSz w:w="12240" w:h="15840"/><w:pgMar w:top="1134" w:right="850" w:bottom="1134" w:left="1701" w:header="720" w:footer="720" w:gutter="0"/><w:cols w:space="720"/></w:sectPr></wx:sect></w:body></w:wordDocument>"> Рис. 2.11. Залежність Рис. 2.12. Залежність Рис. 2.13. Вплив близькості землі на коефіцієнт Рис. 2.14. Вплив близькості землі на коефіцієнт
де
Приріст коефіцієнта підйомної сили, обумовлене обдувкою крила гвинтами (літак з ТГД) Питоме навантаження B характеризує відносне збільшення швидкісного напору за гвинтом по відношенню до швидкісного напору незбуреного потоку. В розрахунках величина P тяги може бути прийнята по формулі [4] де
Рис.2.15. Вплив обдування крила гвинтами на коефіцієнт Побудова залежності коефіцієнта підйомної сили від кута атаки літака у зльотно-посадочній конфігурації проводиться наступним чином. Розраховують приріст коефіцієнта Розглянемо приклад розрахунку і побудови залежності Дано: залежності Залежність Рис.2.16. Побудова залежності
2.2. Коефіцієнт лобового опору Сила лобового опору транспортного літака X складається з опору тертя
де Сума опору тертя, тиску і хвильового опору (на близько звукових швидкостях польоту), вирахуваних при нульовій підйомній силі Тоді вираз (2.27) з урахуванням (2.29) прийме вигляд Враховуючи, що
вираз (2.30) можна записати так де
Опір літака складається з опору крила, горизонтального і вертикального оперення, фюзеляжу, мотогондол і інших частин, вирахуваних з урахуванням інтерференції. Тому коефіцієнт опору
В цьому виразі коефіцієнти опору літака і його частин (крила 2.2.1. Розрахунок коефіцієнта Розглянемо методику розрахунку коефіцієнтів Для визначення коефіцієнта
(коефіцієнт 1,05 враховує збільшення 2.2.2. Коефіцієнт профільного опору крила Коефіцієнт
Сума коефіцієнтів тертя і тиску називають коефіцієнтом профільного опору
де тут
тут В виразах (2.39) і (2.40)
|