Определение летно-тактических характеристик воздушного судна Ан-148

Департамент по авиации

Министерство  транспорта и коммуникаций Республики Беларусь

Минский государственный  высший авиационный колледж

 

 

 

 

 

Курсовая работа

        по дисциплине: «Основы аэродинамики и динамики полета самолета»

        ТЕМА: «Определение летно-тактических характеристик воздушного судна Ан-148»

        Кафедра: Организация движения на воздушном транспорте

       Специальность1-44 01 05 «Организация движения и обеспечение

полетов на воздушном транспорте»

 

 

 

 

 

       Выполнил:

                                     курсант 2-го курса, гр.У-110

          Конько А.Н.

 

             Руководитель:

               Дубовский А.В.

 

 

Минск 2012

Содержание

Введение………………………………………………………………....стр.3-4

 Теоретическая часть…….......................................................................стр.5-23

Летно-технические характеристики самолета Ан-148……………..стр.24-33

     Заключение…………………………………………………………….…стр.34

   Список используемой литературы..…………………………….............стр.35

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Введение

Специальный раздел аэродинамики — аэродинамика самолёта — занимается разработкой методов аэродинамического расчёта и определением аэродинамических сил и моментов, действующих на самолёт в целом и на его части — крыло, фюзеляж, оперение и т. д. К аэродинамике самолёта относят: расчёт устойчивости, балансировки самолёта, теорию воздушных винтов. Вопросы, связанные с изменяющимся нестационарным режимом движения летательных аппаратов, рассматриваются в специальном разделе — динамика полёта.

Наука, изучающая движение тел в воздухе, силы, возникающие  при этом движении, и действие воздушного потока на находящиеся в нем тела, называется аэродинамикой.

Аэродинамика подразделяется на теоретическую, экспериментальную и прикладную.

Теоретическая аэродинамика — наука об общих закономерностях  движения газовых потоков и их воздействий на твердые тела. Она основывается на современных достижениях математики, теоретической механики и экспериментальной аэродинамики.

Экспериментальная аэродинамика изучает особенности движения воздуха и его силового воздействия на твердые тела путем проведения опытов в аэродинамических лабораториях или путем испытания самолетов непосредственно в полете.

Прикладная аэродинамика, опираясь на данные теоретической и  экспериментальной аэродинамики, разрабатывает методы аэродинамического расчета и основы конструирования самолетов.

Аэродинамика используется в самолетостроении, авиастроении, автомобилестроении и в различных летательных аппаратах.

Исторические документы  неопровержимо доказывают, что первый в мире самолет был создан в России. Создателем первого в мире самолета является Александр Федорович Можайский. Он построил и испытал первый самолет на двадцать лет раньше американцев братьев Райт, которым до последнего времени совершенно незаслуженно приписывалось это изобретение. Можайский произвел большое количество различных расчетов, исследований и экспериментов, в результате которых в сентябре 1876 г. он построил первую летающую модель самолета.  Эта модель, названная им "летучкой", состояла из небольшой лодочки-фюзеляжа, к которой под углом 3° была прикреплена одна прямоугольная несущая поверхность. Тягу модели создавали три воздушных винта, один из которых располагался в носу лодочки, а два других- в специально сделанных прорезях крыла. Винты приводились в движение заведенной часовой пружиной. Рулевые поверхности (горизонтальная и вертикальная) были вынесены назад. Для взлета и посадки модель имела четыре колеса, расположенных под фюзеляжем. Модель совершала устойчивые полеты со скоростью свыше 5 м/сек с дополнительной нагрузкой около 1 кг.

Неоценимый вклад в  развитие аэродинамики внесли отечественные  ученые. Теоретический фундамент этой науки был заложен работами М. В. Ломоносова, П. Л. Чебышева, Н. Е. Жуковского, С. А. Чаплыгина и других выдающихся ученых.

Труды выдающегося русского ученого Н. Е. Жуковского являются основой теоретической аэродинамики. В своем труде «О присоединенных вихрях» (1906 г.). он первый создал законченную теорию образования подъемной силы крыла, а в труде «Вихревая теория гребного винта» разработал учение, позволившее найти рациональные формы и методы расчета воздушных винтов.

Л. Эйлер разработал общую  теорию обтекания тел так называемой «идеальной жидкостью», положенную в основу теоретических исследований и практических инженерных работ в области аэрогидродинамики. Д. Бернулли сформулировал один из важнейших законов аэродинамики, устанавливающий зависимость между давлением и скоростью в струе жидкости и газа. Выдающийся русский ученый Д. И. Менделеев в 1880 г. в результате опытов, проведенных в лаборатории Петербургского университета, создал замечательный труд «О сопротивлении жидкостей и воздухоплавании».

Далее в курсовой работе будут рассмотрены основные положения  и законы аэродинамики, летно-технические характеристики самолета Ан-148.

 

 

 

 

 

 

 

 

Теоретическая часть

 

Основные законы аэродинамики

Уравнение неразрывности  струи воздушного потока (постоянства  расхода воздуха) - это уравнение аэродинамики, вытекающее из основных законов физики - сохранения массы и инерции - и устанавливающее взаимосвязь между плотностью, скоростью и площадью поперечного сечения струи воздушного потока.

Рис. 1 Пояснение к закону неразрывности струи воздушного потока

При рассмотрении его принимают  условие, что изучаемый воздух не обладает свойством сжимаемости (Рис. 1).

В струйке переменного  сечения через сечение I протекает за определенный промежуток времени секундный объем воздуха, этот объем равен произведению скорости воздушного потока на поперечное сечение F.

Секундный массовый расход воздуха m равен произведению секундного расхода воздуха на плотность р воздушного потока струйки. Согласно закону сохранения энергии, масса воздушного потока струйки m₁, протекающего через сечение I (F₁), равна массе т₂ данного потока, протекающего через сечение II (F₂), при условии, если воздушный поток установившийся:

m₁=m₂=const,

m₁F₁V₁=m₂F₂V₂=const.

Это выражение и называется уравнением неразрывности струи воздушного потока струйки.

Так как мы рассматриваем  несжимаемый воздушный поток, где  плотность струи r₁ сечения f₁ равна плотности струи r₂ сечения F₂, r₁=r₂=const, то уравнение можно записать в следующем виде:

F₁V₁=F₂V₂= const.

Итак, из формулы видно, что через  различные сечения струйки в  определенную единицу времени (секунду) проходит одинаковый объем воздуха, но с разными скоростями.

Запишем уравнение  в следующем виде:

Из формулы видно, что  скорость воздушного потока струи обратно  пропорциональна площади поперечного сечения струи и наоборот.

Тем самым уравнение неразрывности  струи воздушного потока устанавливает взаимосвязь между сечением струи и скоростью при условии, что воздушный поток струи установившийся.

Уравнение Бернулли.

Самолет, находящийся в  неподвижном или подвижном относительно него воздушном потоке, испытывает со стороны последнего давление, в первом случае (когда воздушный поток неподвижен) - это статическое давление и во втором случае (когда воздушный поток подвижен) - это динамическое давление, оно чаще называется скоростным напором. Статическое давление в струйке аналогично давлению покоящейся жидкости (вода, газ). Например: вода в трубе, она может находиться в состоянии покоя или движения, в обоих случаях стенки трубы испытывают давление со стороны воды. В случае движения воды давление будет несколько меньше, так как появился скоростной напор.

 V-скорость воздушного потока, м/с. Р-плотность, скоростной напор q

(в кгс/м²) 

Рассмотрим трубу (Рис. 2) переменного диаметра (1, 2, 3), в которой движется воздушный поток. Для измерения давления в рассматриваемых сечениях используют манометры. Анализируя показания манометров, можно сделать заключение, что наименьшее динамическое давление показывает манометр сечения 3-3. Значит, при сужении трубы увеличивается скорость воздушного потока и давление падает.

Рис. 2 Объяснение закона Бернулли

Причиной падения давления является то, что воздушный поток  не производит никакой работы (трение не учитываем) и поэтому полная энергия воздушного потока остается постоянной. Если считать температуру, плотность и объем воздушного потока в различных сечениях постоянными (T₁=T₂=T₃;р₁=р₂=р₃, V1=V2=V3), то внутреннюю энергию можно не рассматривать.

Когда скорость воздушного потока увеличивается, то увеличивается  и скоростной напор и соответственно кинетическая энергия данного воздушного потока.

Обтекание крыла  самолета

 

При обтекании выпуклого  профиля крыла над выпуклой поверхностью, скорость воздушного потока увеличивается, соответственно давление уменьшается, возникает разность давлений под  крылом, следовательно возникает подъемная сила.

При обтекании несимметричных тел. Наибольшая деформация струек наблюдается  там, где тело имеет наибольшую величину искривления поверхности.

На верхней поверхности  тела в месте наибольшего поджатия струек наблюдается местное увеличение скорости потока, следовательно уменьшается давление.

Различие давлений в разных точках поверхности обтекания крыла  является основным фактором, обуславливающим появление аэродинамических сил.

Возникновение подъемной  силы

Подъемная сила крыла нужна  для поддержания самолета в воздухе. Она возникает в результате разности давлений на нижней и верхней поверхностях крыла. Разность же давлений, как было установлено, возникает при несимметричном обтекании профиля, вследствие чего на верхней поверхности крыла давление будет меньше, чем на нижней. Если профиль крыла симметричный и угол атаки равен нулю, то обтекание и картина распределения давлений над и под крылом будут одинаковыми, и подъемная сила при этом не возникает. Для несимметричного профиля в случае дозвукового обтекания подъемная сила может создаваться крылом не только при угле атаки, отличном от нуля, но и при α = 0.

Величина подъемной силы может быть подсчитана, если все  векторы избыточных давлений сверху и снизу профиля крыла спроектировать на ось, перпендикулярную направлению  набегающего невозмущенного потока, и определить равнодействующую этих сил . Тогда подъемная сила Y, действующая на крыло, будет равна произведению разности средних избыточных давлений под крылом Р_изб и над ним Р_изб, на площадь крыла S:

Y=(P_ИЗБн – P_ИЗБв)×S

где,  P_ИЗБн - среднее избыточное давление под крылом, кгс/м2;

             P_ИЗБв - среднее избыточное давление над крылом, кгс/м2;

         S — площадь крыла, м2.

Формула для подсчета подъемной  силы крыла:

Физический смысл коэффициента подъемной силы Су состоит в том, что он показывает, насколько полно  используется скоростной напор воздушного потока для создания подъемной силы или, можно сказать, что Су характеризует несущую способность крыла, т. е. его способность создавать подъемную силу.

Величину Су можно находить путем теоретических расчетов или  же в аэродинамической трубе замером  избыточных давлений на поверхности  крыла с последующим определением коэффициентов давлений . Для практических целей Су определяется опытным путем при продувке моделей крыла или самолета в аэродинамических трубах.

Величина коэффициента подъемной  силы Су зависит от угла атаки крыла, формы профиля крыла, формы крыла в плане и числа М полета, числа Re и других факторов.

Этот график изображает зависимость  С_у от угла атаки.

На данном рисунке изображен  график подъёмной силы для симметричного профиля, потому что нулевому углу атаки соответствует нулевой С_у.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Лобовое сопротивление крыла

Лобовое сопротивление - это  сопротивление движению крыла самолета в воздухе.

Оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:

Q_кр=Q_пр+Q_инд+Q_В

Волновое сопротивление  рассматриваться не будет, так как  возникает на скоростях полета свыше 450 км/ч.

Профильное сопротивление  слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:

      Q_пр=Q_Д+Q_тр  

Сопротивление давления - это  разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны.

Чем больше относительная  толщина с профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом, на его задней кромке. В результате увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления. Величина сопротивления давления невелика. Возникновение сопротивления давления сопровождается образованием слабых вихрей в спутной струе, образующейся из пограничного слоя.

При обтекании профиля  крыла воздушным потоком на углах  атаки, близких к критическому, сопротивление  давления значительно возрастает. При  этом размеры завихренной спутной струи и самих вихрей резко увеличиваются.

Сопротивление трения возникает  вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое обтекающего профиля крыла. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя и состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости). В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Следовательно, чем большую часть поверхности крыла обтекает ламинарный пограничный слой воздушного потока, тем меньше сопротивление трения.

На величину сопротивления  трения влияют: скорость самолета; шероховатость поверхности; форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения.

Рис. 3 Обтекание крыла конечного размаха

Для уменьшения сопротивления  трения при подготовке самолетов  к полету необходимо сохранять гладкость поверхности крыла и частей самолета, особенно носка крыла. Изменение углов атаки на величину сопротивления трения практически не влияет.

Соотношение между сопротивлением трения и сопротивлением давления в большой степени зависит от толщины профиля .

Индуктивное сопротивление - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления (Рис. 3).

Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный  поток, набегающий на верхнюю часть  крыла, что приводит к образованию  завихрений массы воздуха за задней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута  различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается.

 

Так как воздух обладает вязкостью, то вращающийся воздух в жгуте  увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого  полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.

Индуктивное сопротивление - это нежелательный побочный продукт  производства подъёмной силы. Общий  принцип: чем меньше приборная скорость, больше угол атаки, тем сильнее концевые вихри и тем больше индуктивное сопротивление.

Коэффициент индуктивного сопротивления  определяется по формуле:

Из формулы видно, что С_х прямо пропорционален коэффициенту подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла.

При угле атаки нулевой  подъемной силы a_о индуктивное сопротивление будет равно нулю.

На закритических углах  атаки нарушается плавное обтекание  профиля крыла и, следовательно, формула определения C_x1 не приемлема для определения его величины.

Так как величина С_х обратно пропорциональна удлинению крыла, поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют большое удлинение крыла: l=14…15.

 

Поляра крыла

Для различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно  знать одновременное изменение С_у и С_х в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициента С_у от С_х, называемый полярой.

Для построения поляры для  данного крыла, крыло (или его  модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления Q. Определив величины сил Y и Q для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты. Из формулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:

Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся  в таблицу.

Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают  значения С_у, а на горизонтальной - С_х. Масштабы для С_у и С_х обычно берутся разные.

Принято для С_у брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для С_х, так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения С_у в несколько раз больше, чем диапазон изменения С_х. Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки.

Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы С_R и j, где j- угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, если масштабы С_у и С_х взять одинаковыми).

 

Рис. 4 Поляра крыла

Если из начала координат, совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны С_y и С_х. лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла.

Так как коэффициенты С_y и С_х пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться, что угол, заключенный между векторами С_r и С_y, представляет собой угол качества q. Угол качества q можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах С_y и С_х, а поскольку поляры построены, как правило, на разномасштабных коэффициентах С_y и С_х, то угол качества определяется из отношения

 Поляра строится для  вполне определенного крыла с  заданными геометрическими размерами и формой профиля (Рис. 4). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.

Угол нулевой подъемной  силы a_о находится на пересечении поляры с осью С_х. При этом угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (С_y = 0).

Угол атаки, на котором  С_х имеет наименьшую величину a_Cх.мин. находится проведением касательной к поляре, параллельной оси С_y. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.

Наивыгоднейший угол атаки a_наив. Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, то угол между осью С_y и касательной, проведенной из начала координат, т. е. угол качества , на этом угле атаки, согласно формуле , будет минимальным. Поэтому для определения a_наив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания будет соответствовать a_наив. Для современных крыльев a_наив лежит в пределах 4 - 6°.

Критический угол атаки a_крит. Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси С_х. Точка касания и будет соответствовать a_крит. Для крыльев современных самолетов a_крит = 16-30°.

Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся  проведением из начала координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (a₁ и a₂) при полете, на которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше К_макс.

 

 

 

 

 

 

 

Кривые Жуковского

 

Кривыми Жуковского называется график, на котором изображены в  одной системе координат две кривые. На вертикальной оси откладывается тяга, на горизонтальной – скорость полета.

Эти кривые обычно рассматривают  применительно к горизонтальному  полету.

Нижняя кривая отражает потребную  тягу для горизонтального полета относительно скорости полета.

Как видно на графике, минимальная  тяга нужна на наивыгоднейшей скорости V_нв.

Верхняя кривая  отражает  максимальную тягу силовой установки  в зависимости от скорости полета. Точка пересечения двух кривых является точкой максимальной скорости горизонтального полёта.

При снижении тяги двигателя  верхняя кривая опускается вниз, и  мы видим уже 2 точки пересечения  кривых, которые соответствуют двум скоростям, которые располагаются по разные стороны от точки V_нв. То есть ЛА может лететь с заданной тягой на некоторой V большей V_нв и на некоторой V меньшей V_нв.

ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ  ПОЛЕТ САМОЛЕТА

Полет самолета от взлета до посадки представляет собой сочетание  различных видов движения. Наиболее продолжительным видом движения является прямолинейный полет. Установившимся прямолинейным полетом называется такое движение самолета, при котором скорость движения с течением времени не изменяется по величине и направлению.

К установившемуся прямолинейному полету относятся горизонтальный полет, подъем и снижение самолета (планирование).

Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный  полет с постоянной скоростью  без набора высоты или снижения.

На Рис. 5 показаны силы, действующие на самолет в горизонтальном полете без скольжения, где:

Y - подъемная сила;

Х - лобовое сопротивление;

G - вес самолета;

Р - сила тяги двигателя.

Все эти силы необходимо считать приложенными к центру тяжести  самолета, так как его прямолинейный полет возможен лишь при условии, что сумма моментов всех сил относительно центра тяжести равна нулю.

Необходимое равновесие моментов летчик создает соответствующим  отклонением рулей управления.

Из рисунка видно, что  вес самолета G уравновешивает подъемная сила самолета Y, а лобовое сопротивление Х - сила тяги Р.

Для установившегося горизонтального  полета необходимы два условия:

Y-G=0 (условие постоянства высоты H=const); (4.1)

Р-Х=0 (условие постоянства скорости V=const). (4.2)

Эти равенства называются уравнениями движения для установившегося  горизонтального полета. При нарушении  этих равенств движение самолета станет криволинейным и неравномерным.

Пользуясь этими равенствами, можно определить скорость, коэффициент подъемной силы, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета.

Рис. 5 Схема действующих сил на самолет в установившемся полете

Четыре силы, воздействующие на самолет в полете. 1 - подъемная  сила, 2 - тяга, 3 - вес и 4 - сопротивление

СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ  ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

Для того чтобы крыло самолета могло создать подъемную силу, равную весу самолета, нужно, чтобы  оно двигалось с определенной скоростью относительно воздушных масс.

Скорость, необходимая для  создания подъемной силы, равной весу самолета при полете самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета.

По определению горизонтального  полета должно быть выполнено условие Y=G.

Известно, что

 

следовательно,

 

Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для выполнения горизонтального полета

Величина потребной скорости зависит от веса самолета, площади  его крыла, от высоты полета (выраженной через массовую плотность r) и коэффициента подъемной силы Су.

Из формулы (4.5) видно, что  с увеличением веса самолета скорость, потребная для горизонтального полета, также увеличивается, так как для уравновешивания большего веса требуется большая подъемная сила, что достигается (при прочих равных условиях) увеличением скорости полета (см. формулу 6.4). Увеличение площади крыла, наоборот, уменьшает потребную скорость. Для расчетов на практике обычно применяют отношение называемое удельной нагрузкой на крыло.

  

У современных самолетов  удельная нагрузка на крыло колеблется в широких пределах: от 100 кг/м² у легких самолетов до 800 кг/м² и более у тяжелых самолетов и самолетов больших скоростей полета.

С увеличением высоты полета массовая плотность воздуха уменьшается. Согласно формуле  уменьшение плотности r приводит к увеличению потребной скорости полета.

Если изменять угол атаки, то пропорционально будет изменяться и коэффициент подъемной силы Су. А изменение Су отражается на величине потребной скорости горизонтального полета. Чем меньше Су (и угол атаки соответственно), тем больше должна быть скорость полета, и наоборот. Из этого следует важный вывод: каждому углу атаки на данной высоте полета соответствует вполне определенная скорость горизонтального полета V_Г.П.