КУРСОВАЯ РАБОТА по аэромеханике самолета DС-9. Курсовая Работа_DC-9-30. Курсовая работа по аэромеханике
 Скачать 1.44 Mb.
|
Влияние закрылкаРасчет характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме посадки аналогичен расчету характеристик подъемной силы для механизированного крыла на режиме взлета. Изменен лишь угол отклонения закрылков  . Расчет проводим по тем же формулам.Величина прироста коэффициента подъемной силы на линейном участке согласно рис.5.9[1]  =2.0 и формуле(5.5): Уравнение линейного участка:  , ,где  -соответствует немеханизированному крылу.Угол нулевой подъёмной силы равен:  . Прирост коэффициента подъемной силы  , обусловленный применением механизации:  .Построение кривой  при отклоненной на определенный угол механизации  ведется до значения  :  .Влияние предкрылка Приращение значения максимального коэффициента подъемной силы в результате действия предкрылка из формулы (5.11) примет значение  .Таким образом, максимальный коэффициент подъемной силы крыла с выпущенной механизацией и предкрылками определяется формулой (5.1). Подставляя числовые значения, получим  .Влияние близости земли выразится в увеличении  на линейном участке на величину  . Тогда максимальный коэффициент подъемной силы с учетом влияния земли по формуле (5.16) будет равен .Рисунок (4) содержит графики зависимости коэффициентов подъемной силы немеханизированного для механизированного крыла на режиме взлета и посадки без учета и с учетом влияния близости земли.  Рисунок 4 – Характеристики подъемной силы 5.2 Построение взлётной и посадочной поляр Взлётную и посадочную поляру строят по уравнению (5.17)где  , -прирост  на линейном участке в зависимости с учётом земли. (5.18) - исходный коэффициент подъемной силы ,  Величину минимального коэффициента лобового сопротивления на режимах взлёта и посадки вычисляем по формуле  (5.19)Здесь  -минимальный коэффициент лобового сопротивления самолёта для крейсерского режима полёта. Принимаем =0,0175Эффективное удлинение крыла вблизи Земли определяем по формуле  , (5.20)где  - отношение расстояния ¼ средней аэродинамической хорды крыла до земли к размаху крыла. . (5.21)Эффективное удлинение крыла  .5.2.1 Расчет поляр на взлетном режиме Минимальный коэффициент лобового сопротивления по формуле (5.19)  По формуле (5.18) расчётный коэффициент подъёмной силы равен  Используя рассчитанные значения, получаем из формулы (5.17) формулу для расчета поляры на взлетном режиме с механизированным крылом с учетом влияния земли  . Максимальный коэффициент, до которого стоится поляра, берем из формулы (5.16) на взлетном режиме без учета влияния земли. 5.2.2 Расчет поляр на режиме посадки Расчет поляр на режиме посадки для крыла с механизацией проводится аналогично расчету поляр на взлетном режиме с учетом механизации. Минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета с учетом того, что прирост сопротивления при отклонении закрылка для режима посадки составляет  (при ), из формулы (5.19) будет равен .Коэффициент  на режиме посадки для механизированного крыла с учетом влияния земли определяем по формуле (5.17) и с учетом  получим равным  .С учетом полученных выше данных из формулы (5.17) получаем формулу для расчета координат точек поляры на посадочном режиме для механизированного крыла с учетом влияния земли  . Максимальный коэффициент, до которого стоится поляра, берем из формулы (5.16) на режиме посадки без учета влияния земли. На рисунке 5 представлены зависимости  для докритического режима полета, взлета и посадки. Рисунок 5- Взлетная и посадочная поляры 6 Определение зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха Для значения  из сетки закритических поляр находим  и строим зависимость  .Зависимость  строим для  и из условия:При  ,  ;При   .Максимальное качество определяем из соотношения  , где  -сопротивление при  строим зависимость   Зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха приведены в приложении: рисунки А.1, А.2, А.3 соответственно.ЗаключениеВ данной курсовой работе было проведено исследование аэродинамических характеристик самолета с размахом крыла l=28,5м. Чертеж этого самолета представлен в приложении Б. Определено критическое число Маха для самолёта М=0,7 и расчётная скорость самолёта на высоте 12000м  . Рассчитана докритическая и закритическая поляры. Произведен расчет и построение графика зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на взлетно-посадочном режиме. Рассчитаны и построены зависимости коэффициента подъемной силы механизированного крыла на взлете и посадке, без учета и с учетом влияния земли. Из этих графиков можно увидеть приращения коэффициента подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации и уменьшения максимального коэффициента подъемной силы в результате близости земли. Так же из этого рисунка можно увидеть изменение угла атаки, в результате действие тех или иных факторов. Кроме того, в этом разделе произведен расчет взлетной и посадочной поляры для механизированного крыла. Графики этих поляр представлены на одном рисунки с графиком взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла. Из этих графиков можно увидеть увеличение коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации крыла.Определены зависимости максимального качества крыла, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления от числа Маха. Список использованных источников Васильев В.В. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов. Учебное пособие. СГАУ – Самара 2006г. Головин В. А., Филиппов Г. В., Шахов В. Г. Расчет поляр и подбор винта к самолету. Учебное пособие. СГАУ – Самара 1992г. Приложение А  Рисунок А.1 - Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха  Рисунок А.2 – Зависимость коэффициента отвала поляры от числа Маха  Рисунок А.3 – Зависимость качества от числа Маха |