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.