Системы, узлы и агрегаты пассажирского самолёта
Дипломная работа - Транспорт, логистика
Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика
7.450.625533.90.2005470.01480.05150.01690111.860.845393.60.1128080.02630.051390.0269544.1851.2102135.60.0501370.13720.18530.1376760.36Н=3МqCyаCx0ACxаK0.21963,3882,6081220,01670.05170,3684197.070.47853,5520,652030,01570.051630,0377117.290.617670,490,0289790,01520.05150,01955514.810.831414,210.1630080,02660.051390,0280465.811.270681,970.0724480,13750.18530,1385230.52Н=6МqCyаCx0ACxаK0.213222,103,8731860,017290.05170,7928714.880.45288,4160,9682960,016270.051630,06467814.970.611898,940,4303540,015480.05150,02501817.20.821153,660,2420740,027140.051390,0301518.021.247595,740,1075880,137970.18530,1401150.767Н=11МqCyаCx0ACxаK0.2635,68,0565680,018490.05173,3742492.380.42542,42,0141420,017360.051630,2268118.880.65720,40,8951740,016740.05150,05800915.430.810169,60,5035360,028140.051390,0411712.231.222881,60,2237940,133890.18530,143171.56
Определим для каждой принятой высоты H, построив на графике графики (рис.2.2). По точкам пересечения определяем для каждой H. Из-за того, что использовать в полете невозможно из-за сваливания ЛА на крыло, за наибольшее значение , принимают гранично-допустимое значение . Можно принять, что
Рис 2.2 Зависимости и .
Построим график зависимости max аэродинамического качества в зависимости от величины числа М для каждой из фиксированных высот Н.
Рис.2.3 Зависимости .
Расчет потребных тяг
В соответствии с формулами производим расчет потребных тяг.
Раг(Н,М)=Хаг(Н,М)
-площадь крыла (S=240,8 ), значения Схаг и q берем из предыдущей таблицы
Результаты расчетов приведены в табл. 2.4.
Таблица 2.4
M Pпг,кН 036110,2126,1795174,1825252,4206516,43710,375,2584791,03382121,625234,27060,470,6466571,3150382,36448138,85590,582,6677172,2482871,1639198,251470,6103,918683,2072471,6832779,905590,7155,2935116,703191,412377,914870,8294,6279212,1514153,5855100,81831,23386,0332357,6851605,865788,85352.3 Расчет летных характеристик самолета методом тяг (мощностей)
Для расчета располагаемой тяги зададимся степенью сжатия воздуха в компрессоре =16 и суммарной статической тягой двигателей: . С помощью графиков из каталога двигателей определим значение коэффициента тяги для различных высот и чисел М и найдем значения распологаемых тяг по формуле[15].
Вычисления представлены в табл. 2.3.
Таблица 2.5.
, км0.20.40.60.81.200,76450,71240,88431,32093,15, кН160,54149,60185,71277,38661,5230,640,6050,751,1222,67, кН136,42127,13157,81235,72532,1560,54540,5080,63090,94232,247, кН114,54106,73115,04197,90471,96110,3940,36770,45640,6811,62, кН82,8677,2195,85143,167341,43
Определение характеристик скоростного горизонтального прямолинейного установившегося полета и построение высотно-скоростной диаграммы.
Вычислим , , , и по графику потребных и распологаемых тяг, заносим их в табл.2.4.
Таблица2.6.
H,км03611Mmax0,7720,8130,830,870,230,30,370,550,3780,4390,5520,6650,5030,5750,830,87
Определим теоретическую статическую граничную высоту полета по формулам [15]. Cтроим высотно-скоростную диаграмму и графики потребных и располагаемых тяг (рис2.4).
Рис.2.4 Графики потребных и распологаемых тяг и диаграмма Н=f(М)
.4 Выводы
Аэродинамический расчет показал: самолет является статически устойчивым и управляемым; профильное сопротивление самолета с увеличением падает, самое большой вклад в профильное сопротивление вносит фюзеляж, а самый малый - оперенье; волновое сопротивление ничинается с , которое определяет границу верхних дозвуковых скоростей, возрастает по параболическому закону; основной вклад в производную вносит крыло, так как является несущей поверхностью и главным создателем подьемной силы самолета, фюзеляж и мотогондолы практически не создают подьемной силы, подьемную силу ГО выделяют отдельным слагаемым; max значение подьемной силы в зависимости от числа падает, так как относится к параметрам, определяющим летно-технические характеристики самолета, а самолет дозвуковой и при приближении к его характеристики ухудшаются; max качество определяется найвыгоднейшими и . увеличивается с увеличением , а с учетом кривая получается более плавная; фюзеляжа отрицательный и лежит вне самолета, это связано с тем, что сужающаяся кормовая часть создает отрицательную подьемную силу, фокус крыла проходит немного дальше положения ц.т., ГО - почти посередине корневой хорды ГО, вцелом самолета без ГО находится перед ц.т. самолета, что свидетельствует об устойчивости и управляемости самолета; влетная и посадочная поляры (рис.2.1) отличается от поляры при Н=0 из-за влияния средств мехенизации, которые улучшают его характеристики.
3. Определение геометрических характеристик элементов регулярной зоны крыла из условий обеспечения их статической прочности
.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло, построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов
Модификация крыла
В модифицировании данное крыло нуждается, поскольку на виде в плане его консоли имеют стреловидную форму.
Sкр=2*1/2*(В0мод+Вконц)*1/2Lкр;
,8=(2,22+Вомод)*0,5*44,33;
В0мод=8,65 (м)
По линии 40% хорд консоли имеют стреловидность 30. Поскольку эта линия считается осью балки, то согласно требованиям теории тонкостенных стержней замкнутого поперечного сечения она должна быть перпендикулярной заделке. Действительная и повёрнутая консоли показаны на рис. 2. Размах крыла при указанном повороте изменился.
Самолёт является низкопланом, ввиду чего согласно [3] подъёмная сила на участке фюзеляжа не учитывается.
Геометрические данные крыла
Геометрические данные повёрнутого крыла (рис.3.2) представлены в табл.3.1.
Табл.3.1
b 0 , мb к , мS кр , м2c , %??2L конс , м8,42,1243,8148,92423,2
Площадь двух консолей повёрнутого крыла находим из формулы :
кр = 0,5(b б + b к) 2L конс = 0,5(8,4 + 2,1)2*23,2 = 243,8 м 2 .
Найдём положение расчетного сечения. Оно находится на расстоянии 2м от борта фюзеляжа. Хорда в этом сечении равна b = 7,2м. Изобразим в этом сечении профиль крыла NASA-2214 (рис.3.3) . Разместим в нём лон