Расчёт поляр для взлётно-посадочных режимов.

Исходные данные

			Таблица 1
Наименование	Обозначение, формула	Един. измер.		Числен. значен.
Крыло
Площадь	S	м2		91,04
Размах	l	м		28,35
Относительное удлинение	l = l2 / S	—		8,83
Хорда корневая	bкорн.	м		4,62
Хорда концевая	bконц.	м		1,15
Сужение крыла	h = b корн. / bконц.	—		4,01
Хорда средняя геометрическая	bс.г.x. = S / l	м		3,21
Стреловидность по ¼ хорды	c1/4	град		25
Площадь подфюзеляжной части	Sп.ф.	м2		17,325
Относительная толщина профиля	c=cmax/b	—		0,12
Расстояние от крыла до земли	hпос.	м		1,15
Размах крыла за вычетом ширины фюзеляжа (смоченный)	Lсм.	м		34,25
Относительная площадь крыла занятая фюзеляжем	Sф.	м2		1,10
Относительная площадь крыла занятая гондолами двигателя	Sг.д.	м2		0,118
Относительная площадь крыла не участвующая в обтекании потоком	Si	м2		0.24
Удлинение крыла эффективное	lэф.			7,06
Механизация крыла (без элерона)
Размах	lмеxан.	м		25,8
Хорда (средняя)	bмеxан.	м		1,8
Относительная хорда	bз.к.=bмеxан./bс.г.x.	—		0,428
Угол отклонения при взлете	δоз.к.взл.	град		20
Угол отклонения при посадке	δоз.к.пос.	град		45
Относительный размах механизации	lмеx.=lмеxан./l	—		0,53
Расстояние от хвостика хорды закрылка до земли при взлёте	Hмех.взл.	м		1,3
Расстояние от хвостика хорды закрылка до земли при посадке	Hмех.пос.	м		1,0
Угол стреловидности по оси шарниров закрылка	c0зак.	град		12
Фюзеляж
Длина	Lф.	м		29,54
Площадь миделя	Sмид.	м2		9,76
Диаметр миделя (условный для некруг.)	Dмид.	м		3,88
Длина носовой части	Lн.ф.	м		7,1
Удлинение носовой части	lн.ф.	-		1,83
Длина кормовой части	Lк.ф.	м		9,0
Удлинение кормовой части	lк.ф.	-		2,32
Угол возвышения кормовой части	bк.ф.	град		14
Площадь миделя кормовой части	Sмид.к.ф.	м2		0,67
Сужение кормовой части	hк.ф.			0,099
Удлинение фюзеляжа	lф. = Lф. / Dмид.	—		7,61
Гондола двигателя
Длина	Lг.д.	м		6,41
Диаметр миделя	dм.г.д.	м		9,41
Площадь поверхности	Sсм.г.д.	м2		24,5
Удлинение гондолы	lг.д. = Lг.д./dм.г.д.	—		0,68
Удлинение носовой части	lн.г.д.	-		2
Удлинение кормовой части	lк.г.д.	-		3,1
Площадь миделя	Sмид.г.д.	м2		1,57
Площадь миделя кормовой части	Sмид.г.д.к.	м2		0,56
Сужение кормовой части	hк.г.д.			0,36
Угол возвышения кормовой части	bк.г.д.	град		8
Горизонтальное оперение
Площадь	Sг.о.	м2		30,28
Размах	lг.о.	м		10,97
Хорда средняя геометрическая	bг.о.с.г.x..=Sг.о./ lг.о.	м		2,76
Хорда в корневой части	bг.о.0	м		4,1
Хорда концевая	bг.о.конц.	м		2
Сужение	hг.о.	—		2,1
Стреловидность по линии фокусов	cг.о.(1/4)	град		10
Относительная толщина профиля	cг.о.	—		0,833
Вертикальное оперение
Площадь	Sв.о.	м2		28,8
Размах	lв.о.	м		3,6
Хорда средняя геометрическая	bв.о.с.г.x.=Sв.о./lв.о.	м		8
Стреловидность по ¼ хорды	c в.о.(1/4)	град		5
Относительная толщина профиля	cв.о.	—		0,33
Общие данные
Боинг 737-200
Взлетная масса	m	кг		53070
Расчетная скорость полета	V	км/ч		907
Расчетная высота полета	H	км		11890
Тип и количество двигателей	P&W, JT8D-17	­­­–		2 ТРДД
Мощность одного двигателя	No	кВт,		7117

Расчёт вспомогательной поляры при убранных шасси и средствах механизации.

Расчет поляр удобно начать с простейшего случая, когда средства механизации и шасси убраны, а скорость полета - посадочная (влиянием сжимаемости можно пренебречь).

Предполагается также, что полет происходит на нулевой высоте, однако близость земли в расчет не принимается. Построенная при таких предположениях поляра является вспомогательной и служит для построения поляр, отвечающих взлетно-посадочным режимам полета.

2.1 Определение посадочной скорости.

V_пос. @ 3.5                                                   

Здесь m_пос. - посадочная масса в кг, равная ( m_взл. - 0.8 m_топл.) ( полный запас топлива m_топл. ; S - площадь крыла в м².

 

2.2Построение зависимости С_ya=f(α)

Для крыльев значительных удлинений до значения C_yа < 0,8 C_{yа max}, соответствующего примерно началу срывных явлений, величина C_yа линейно зависит от угла атаки и определяется по формуле

C_ya=C_ya^α(α-α₀)    где

C^а_yа - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки; а₀ ‑ угол атаки при нулевой подъемной силе крыла    

 

 

Значение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки для самолета может быть определено по формуле

 

C_ya^α =(2*π*λ_эф)/(P* λ_эф+2);

 

 где λ_эф. - эффективное удлинение крыла;  - отношение полупериметра крыла к его размаху

Эффективное удлинение крыла вычисляют по формуле

 

λ_эф=(λ*κ_x)/(1+S_i/S)

 

Критический угол

где C_{yа max} - коэффициент максимальной подъемной силы крыла самолета

       2.3 Определение коэффициента лобового сопротивления самолёта  при С_ya=0

Лобовое сопротивление самолёта возникает в результате действия на каждый элемент обтекаемой поверхности нормальных и касательных составляющих аэродинамических сил.

Лобовое сопротивление самолёта при нулевой подъёмной силе определяется по формуле:

                                      C_xа0= S X_0к  ,

где S X_0к- сумма сил лобового сопротивления элементов самолета, находящихся в потоке воздуха, с учетом их интерференции; S - площадь крыла самолета.

Основные элементы самолета, создающие лобовое сопротивление, условно можно разделить на две группы: крыльевые (собственно крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, шайбы и пр.) и тела вращения (фюзеляж, гондолы двигателей, гондолы шасси, подвесные баки и пр.).

 

Расчетная величина	Крыльевые элементы			Тела вращения
	Крыло	гор. опер.	Вертик.опер.	фюзеляж	ганд. шас.	ганд. двиг.
Расч. размер	3,41	3,6	3,6	30,48	2,7	3,8
Число Re	2,92E+07	3,08E+07	3,08E+07	2,61E+08	2,31E+07	3,25E+07
xt	0	0	0	0	0	0
2Cf	0,0079	0,0078	0,0077	0,0061	0,0082	0,0074
c, λф,λг.д.,λг.ш.	0,12	0,12	0,16	7,61	1,67	1,3
ηс	4,01	1,87	1,33	1,05	1,2	1,06
ηинтерф.	0,865	0,969	0,965	1	1	1
Сxaкм=Мкр	0,031512685	0,016253909	0,01136495	0,0075579	0,0116112	0,00925592
Sk	79,01	17,93	12,15	15,9	8,1	7,85
число элементов n	1	1	1	1	2	2

К=0. 28 (низкоплан)

С_хак=2*С _f * h _интер * h _с

С_{ха 0} =1,05* S (n*C_xak*S_k)/S+0,012=0,013262814

С_ха0=0,013262814

2.4 Расчет зависимости Cxa=f(a)

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 DC_{xа p}, вызванного этим явлением, определяют как функцию безразмерной величины:

;  - коэффициент индуктивного сопротивления самолета =0,017

Без механизации, шасси убрано
a(alfa)	-0,41	0,00	2,00	4,00	6,00	8,00	10,00	12,00	14,00	16,00	18,00	20,00
Cya	0,00	0,05	0,20	0,38	0,54	0,70	0,87	1,04	1,20	1,36	1,52	1,6000
C'ya	0,0000	0,0303	0,1212	0,2303	0,3273	0,4242	0,5273	0,6303	0,7273	0,8242	0,9212	0,9697
∆Cxap	0,0000	0,0000	0,0000	0,0000	0,0000	0,0000	0,0001	0,0008	0,0030	0,0082	0,0193	0,0282
Cya^2	0,0000	0,0025	0,0400	0,1444	0,2916	0,4900	0,7569	1,0816	1,4400	1,8496	2,3104	2,5600
Cxa0	0,0133	0,0133	0,0133	0,0133	0,0133	0,0133	0,0133	0,0133	0,0133	0,0133	0,0133	1,0133
Cxai	0,0000	0,0001	0,0019	0,0068	0,0137	0,0229	0,0354	0,0506	0,0674	0,0866	0,1082	0,1199
Cxa	0,0179	0,0223	0,025	0,035	0,048	0,068	0,094	0,129	0,167	0,218	0,30	1,30
K	0	2,2422	8	10,857	11,25	10,294	9,2553	8,062	7,1856	6,2385	5,0667	1,2308

По полученным данным строим кривую C_xа = f(a)

      

2.5 Построение вспомогательной поляры

Поляра строится на основании кривых C_yа = f(a) и C_xа = f(a).

      

Расчёт поляр для взлётно-посадочных режимов.

3.1 Посадочная поляра без учёта влияния земли.

Трёхщелевой закрылок:

 

d⁰_опт=44^о DC_{ya max}=1,6 DC_{xa 0}=0,23 b_мех=0,25 d _меx=0,6 тогда Da₀=10,02

D = D К₁ К₂ К₃ К₄ К₅ + К₄ К₅ К₆ К₇ DC_{yа ф.}, где

 К₁ – коэффициент относительной толщины крыла c;

 К₂ - коэффициент угла отклонения механизации d ^o_меx. ;

 К₃ - коэффициент относительной хорды механизации b_меx.;

 К₄ - коэффициент относительного размаха механизации l_меx.=l_меxан. /l;

 К₅ - коэффициент стреловидности по 1/4 хорд крыла c_1/4

 

К₁=1,2 К₂=0,82 К₃=1,1 К₄=0,91 К₅=0,64

 

DC_{yа ф}= 0,07

Подставляя значения в формулу получим D = 1,1

Дальнейший расчет и построение поляры с механизацией выполняются так же, как и в предыдущем случае. Следует только учесть дополнительное сопротивление от механизации, а также от выпущенного шасси. Дополнительное лобовое сопротивление от механизации зависит от типа механизации, ее размеров, а также от ее положения. Приращение сопротивления от механизации крыла определяется по формуле

 

    , где

 

DC_xa0 - минимальное приращение C_xa0 от механизации,; K_b- поправочный коэффициент, зависящий от относительной хорды закрылка или щитка; K_ф. - поправочный коэффициент, зависящий от ширины фюзеляжа; K_c- поправочный коэффициент, зависящий от угла стреловидности по оси шарниров закрылка; K_d - поправочный коэффициент, зависящий от d ^o_зак..

 

                                              

Дополнительное сопротивление шасси:

 

 DC_{xa ш.} = 0,5C_xa0,

DC_{xa ш}=0,5*0,0133 =0,00665

 

 

α	-10,070	-8,000	-4,000	0,000	4,000	8,000	10,000	12,000	14,000	16,000	18,000	20,000
Cya	0,000	0,300	0,750	1,200	1,600	2,000	2,200	2,400	2,600	2,800	3,000	3,200
C'ya	0,000	0,182	0,455	0,727	0,970	1,212	1,333	1,455	1,576	1,697	1,818	1,939
∆Cxap	0,000	0,000	0,000	0,003	0,028	0,138	0,264	0,471	0,796	1,284	1,991	2,985
Cya^2	0,000	0,090	0,563	1,440	2,560	4,000	4,840	5,760	6,760	7,840	9,000	10,240
Cxa0	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,033
Cxai	0,000	0,004	0,026	0,067	0,120	0,187	0,227	0,270	0,317	0,367	0,421	0,479
Cxa	0,116	0,120	0,142	0,186	0,264	0,441	0,606	0,857	1,229	1,767	2,528	3,600
∆Cya мех	0,480	0,480	0,480	0,480	0,480	0,480	0,480	0,480	0,480	0,480	0,480	0,480
∆Cya ф.	0,050	0,050	0,050	0,050	0,050	0,050	0,050	0,050	0,050	0,050	0,050	0,050
∆Cxa0 мех	0,096	0,096	0,096	0,096	0,096	0,096	0,096	0,096	0,096	0,096	0,096	0,096
∆Cxa ш.	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007
K	0,000	2,495	5,269	6,438	6,058	4,534	3,629	2,801	2,116	1,585	1,187	0,889

3.2 Расчет посадочной поляры с учетом влияния земли

 

За счет экранного действия земли скос потока у крыла и интенсивность концевых вихрей из-за трения о поверхность земли уменьшаются. Вследствие этого у земли несколько уменьшается индуктивное сопротивление.

Близость земли принято учитывать путем введения в расчет некоторого фиктивного удлинения _з., большего эффективного удлинения крыла:

                 

 

 

 где λ_эф.- эффективное удлинение крыла; l - размах крыла; h ‑ расстояние от земли до крыла.

 

DС_{ya з}=0,089

 

DС_{ya max}=DС_{ya з}+DС_ya^мех=0.089+1,21=1,299.

 

α	-10	-8	-6	-4	0	2	4	6	8	10	14	18
Cya	0,000	0,210	0,420	0,630	1,050	1,260	1,470	1,680	1,890	2,100	2,520	2,940
C'ya	0,000	0,127	0,255	0,382	0,636	0,764	0,891	1,018	1,145	1,273	1,527	1,782
∆Cxap	0,000	0,000	0,000	0,000	0,001	0,004	0,015	0,040	0,093	0,192	0,649	1,752
Cya^2	0,000	0,044	0,176	0,397	1,103	1,588	2,161	2,822	3,572	4,410	6,350	8,644
Cxa0	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013
Cxai	0,000	0,002	0,008	0,018	0,049	0,071	0,097	0,127	0,160	0,198	0,285	0,388
Cxa	0,067	0,069	0,075	0,085	0,117	0,143	0,179	0,234	0,320	0,457	1,001	2,207
∆Cya мех	0,600	0,600	0,600	0,600	0,600	0,600	0,600	0,600	0,600	0,600	0,600	0,600
∆Cya ф.	0,049	0,049	0,049	0,049	0,049	0,049	0,049	0,049	0,049	0,049	0,049	0,049
∆Cxa0 мех	0,047	0,047	0,047	0,047	0,047	0,047	0,047	0,047	0,047	0,047	0,047	0,047
∆Cxa ш.	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007
∆Суа з.	0,149	0,149	0,149	0,149	0,149	0,149	0,149	0,149	0,149	0,149	0,149	0,149
K	0	3,0443	5,6056	7,4283	8,9449	8,8293	8,2138	7,1812	5,8999	4,592	2,5169	1,3322

3.3 Расчет взлетной поляры

Ограничимся построением взлетной поляры, соответствующей условиям разбега самолета (на основании этой поляры производится расчет длины разбега). Для самолетов с ТРД порядок построения взлетной поляры не отличается от построения посадочной поляры с учетом близости земли; нужно только учесть, что при взлете механизация отклоняется на углы примерно в полтора раза меньше, чем при посадке (угол отклонения закрылков 20 ¸ 30^о). Взлетные зависимости C_yа(α) располагаются правее и ниже посадочных.

Da₀=-8⁰

α	-8	-6	-4	-2	0	4	6	8	10	12	16	20
Cya	0,000	0,240	0,480	0,720	0,960	1,440	1,680	1,920	2,160	2,400	2,880	3,360
C'ya	0,000	0,145	0,291	0,436	0,582	0,873	1,018	1,164	1,309	1,455	1,745	2,036
∆Cxap	0,000	0,000	0,000	0,000	0,000	0,013	0,040	0,104	0,233	0,471	1,537	4,040
Cya^2	0,000	0,058	0,230	0,518	0,922	2,074	2,822	3,686	4,666	5,760	8,294	11,290
Cxa0	0,133	0,133	0,133	0,133	0,133	0,133	0,133	0,133	0,133	0,133	0,133	0,133
Cxai	0,000	0,003	0,010	0,023	0,041	0,093	0,127	0,165	0,209	0,258	0,372	0,507
Cxa	0,173	0,176	0,184	0,196	0,215	0,279	0,340	0,442	0,616	0,903	2,082	4,719
∆Cya мех	0,551	0,551	0,551	0,551	0,551	0,551	0,551	0,551	0,551	0,551	0,551	0,551
∆Cya ф.	0,07	0,07	0,07	0,07	0,07	0,07	0,07	0,07	0,07	0,07	0,07	0,07
∆Cxa0 мех	0,033	0,033	0,033	0,033	0,033	0,033	0,033	0,033	0,033	0,033	0,033	0,033
∆Cxa ш.	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007	0,007
∆Суа з.	0,098	0,098	0,098	0,098	0,098	0,098	0,098	0,098	0,098	0,098	0,098	0,098
K	0,000	1,365	2,615	3,665	4,467	5,160	4,939	4,339	3,509	2,659	1,383	0,712

По полученным значениям строим графики:

 

 

 

 

---

Дата добавления: 2022-07-02; просмотров: 139; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

---

---

Мы поможем в написании ваших работ!