Аванпроект далекомагістрального літака сторінка 3

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
29
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
- Точка максимальної кривизни – відношення координати макси- мальної кривизни профілю по осі абсцис до хорди профілю, вира- жене у відсотках від хорди.
Під час вибору аеродинамічного профілю було використано три суперк- ритичних аеродинамічні профілі. Нижче показані ескізи аеродинамічних профі- лів та основні геометричні параметри:
NACA SC(2)-0612
Рис. 2.2. NACA SC(2)-0612
Відносна кривизна – 1,9%
Розміщення відносної кривизни – 81%
Відносна товщина профілю – 12%
Розміщення відносної товщини профілю – 37%
NPL 9510
Рис. 2.3. NPL 9510
Відносна кривизна – 1,6%
Розміщення відносної кривизни – 80%
Відносна товщина профілю – 11%
Розміщення відносної товщини профілю – 32%

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
30
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
RAE 2822
Рис. 2.4. RAE 2822
Відносна кривизна – 1,3%
Розміщення відносної кривизни – 75%
Відносна товщина профілю – 12,1%
Розміщення відносної товщини профілю – 38%
Для визначення найбільш оптимального аеродинамічного профілю про- водимо розрахунки в програмі Profili2.
Отримані залежносні наведені нижче (Рис.2.5.,2.6.,2.7.).
Рис. 2.5. Графіки поляри

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
31
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Рис. 2.6. Залежності
( ) та
( ).
Рис. 2.7. Залежності
( ) та
( ).
Після проведення розрахунки в програмі Profili2, отримали графіки з яких можна зробити аналіз. Графік С
у
(а) показує, що профіль NACA SC(2)-
0612 має найбільший коефіцієнт підйомної сили, тоді як на графіку С
х
(а) цей

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
32
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
профіль має найбільше значення опору, також на графіку С
m
(а) профіль NACA
SC(2)-0612 має найбільший коефіцієнт крутного моменту. Профіль RAE 2822 має непогані значення коефіцієнтів, але значення коефіцієнт підйомної сили в нього найменше. Аеродинамічний профіль NPL 9510 має оптимальні значення аеродинамічних коефіцієнтів, тому цей профіль обрано для літака, що проекту-
ється.
Висновки до розділу.
В другому розділі вибрано конструктивно-силову схему планеру та агре- гатів літака. Визначено геометричні параметри крила, фюзеляжу, оперення. Ви- значено вагові характеристики конструкції та агрегатів, а також вибрано опти- мальний аеродинамічний профіль.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
33
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
3. ВИЗНАЧЕННЯ ОСНОВНИХ ТЕХНІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК.
3.1. Визначення експлуатаційних маневрених перевантажень.
Експлуатаційні маневрені перевантаження визначаються згідно АП-25 за умов: а) За винятком випадків польоту при максимальному (статичному) коефі- цієнті підйомної сили, передбачається, що літак виконує симетричні маневри, при яких діють експлуатаційні маневрені перевантаження. Необхідно врахову- вати кутову швидкість тангажу, відповідну маневрам при виході з пікірування і при сталому віражі. б) Максимальна експлуатаційна маневрена перевантаження для будь-якій швидкості аж до V
D
повинна бути не менше, ніж
(3.1) величина э
max(a)
n
має бути в апазоні від 2,5 до 3,8. де G – максимальна розрахункова злітна вага, кгс; c) Мінімальне експлуатаційне маневрене перевантаження, аж до V
D
повин- на бути не менше -1,0.
Максимальне експлуатаційне маневрове перевантаження обчислюється:
( )
(3.2)
де m
0
- максимальна злітна маса літака, кг.
Максимальне маневрове перевантаження приймаємо таким:
( )
= 2,5.
Мінімальне маневрове перевантаження має значення:
0 1
э min(a)
,
n


3.2. Визначення розрахункових повітряних швидкостей.
3.2.1. Розрахункова крейсерська швидкість V
c
.
Для швидкості V
C згідно АП-25 прийняті умови:

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
34
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
а) Значення швидкості V
C
має бути більше швидкості V
B
, щоб мати мож- ливість врахувати збільшення швидкості, яке може відбутися в через турбулен- тность атмосфери; б) Швидкості V
C
, приймають, за умови щоб значення V
B
+81 км/год, та- кож не перевищувала максимальну швидкість в горизонтального польоту;
Рис. 3.1. Обвідна перевантажень при маневрі.
Рис. 3.2. Обвідна перевантажень при польоті в неспокійному повітрі. в) На певних висотах, де значення швидкості V
D
обмежене числом Маху, швидкість Vс, також обмежена числом М.
Знаходимо розрахункову крейсерську швидкість:
√
(3.3) де

Н
і

0
– щільность повітря.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
35
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
3.2.2. Розрахункова швидкість пікірування V
D
.
Згідно до АП-25:
Для значення швидкісті пікірування має виконуватись рівність
D
C
V
,
V
8 0

або щоб мінімальний запас швидкості між Vс і V
D мав найбільше значення і ви- значаються: а) Літак має бути виведений з усталеного режиму польоту на швидкості
Vс і протягом 20с та летіти по траєкторії з нахилом на 7,5
о нижче первісної, а потім переведений на кабрування з перевантаженням 1,5. Зростання швидкості при виконанні маневру визначається розрахунковим шляхом, якщо використа- но аеродинамічні дані з відповідним запасом. б) Мінімальний запас швидкості має бути достатнім на випадок зміни ат- мосферних умов (таких, як різного роду пориви, течії), для розрахунку та ви- значення похибок приладів і виробничих відхилень у конструкції планера літа- ка.
Приймаємо значення швидкості V
D
:
(3.4)
3.2.3. Розрахункова маневрена швидкість V
A
.
Згідно до АП-25 швидкості V
A
має умови: а) Швидкість V
A
не може бути менше, ніж,
n
V
S1
де
(i)
э max(a)
n
n

;
(ii) V
S1
– швидкість зриву (звалювання) при прибраних закрилках. б) Швидкості V
A
і V
S1
повинні бути визначені при відповідній розрахунко- вій вазі і на певній висоті.
Швидкість звалювання V
S1
має знаходиться при максимальному коефіціє- нті нормальної аеродинамічної сили c
y max
:
(3.5)

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
36
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
де S - площа крила.
Швидкость звалювання знаходять:
√
,
(3.6) де p
0
- питоме навантаження на крило, Н/м
2
;

0
- щільність повітря біля землі, кг/м
3
Швидкість V
A
знаходять:
√
( )
(3.7)
3.3. Визначення перевантажень при польоті в неспокійному повітрі.
Згідно до АП-25 зазначено наступне:
(а) В горизонтальному польоті літак піддається впливу симетричних верти- кальних поривів. Результуючі перевантаження мають відповідати умовам, які визначаються наступним чином:
(1) При швидкості польоту V
B
на висотах від рівня моря до 6096м -
індикаторна швидкість позитивних (висхідних) і негативних (низхідних) пори- вів Ude приймається рівною 20,1 м/с. Швидкість поривів може зменшуватися лінійно від 20,1 м/с на висоті 6 096 м до 11,6 м/с на висоті 15 240 м.
(2) При швидкості польоту Vс на висотах від рівня моря до 6096м -
індикаторна швидкість позитивних (висхідних) і негативних (низхідних) пори- вів Ude приймається рівною 15,2 м/с. Швидкість поривів може зменшуватися лінійно від 15,2 м/с на висоті 6 096 м до 7,6 м / с на висоті 15 240 м.
(3) При швидкості польоту V
D
на висотах від рівня моря до 6096 м-
індикаторна швидкість позитивних (висхідних) і негативних (низхідних) пори- вів Ude приймається рівною 7,6 м/с. Швидкість поривів може зменшуватися лінійно від 7,6 м/с на висоті 6096 м до 3,8 м/с на висоті 15 240 м.
Залежність швидкості пориву від висоти і швидкості польоту (Рис. 3.3.)

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
37
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Рис. 3.3. Залежність індикаторної швидкості пориву при польоті в неспокійно- му повітрі.
Згідно до АП-25 величина перевантаження при польоті в неспокійному повітрі визначається:
(3.7) де
g
g
g
,
,
k




3 5
88 0
– коефіцієнт ослаблення пориву;
g
c
b
S
G
y
g





2
– массовий параметр літака;
U
de
– ефективна швидкість пориву, м/с;

– щільність повітря,
4 2
м
с
кгс

;
G – вага літака, кгс;
S – площа крила, м
2
; b – середня геометрична хорда крила, м; g – прискорення вільного падіння, м/с
2
;
Vi – індикаторна швидкість польоту, м/с;

y
c
– похідна коефіцієнта нормальної аеродинамічної сили крила по куту атаки, 1/рад.
Так як розмірність індикаторної швидкості польоту в км/год, вводимо ко- ефіцієнт у формулу і тоді:

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
38
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
(3.8) де Vi - індикаторна швидкість польоту, км/ч.
Для розрахунку перевантаження n
е
для відповідної швидкості польоту, потрібно знати значення швидкістю пориву Ude (Рис. 3.3).
Таблиця 3.1.
Значення
V
i n
Э
Позначення
Величина, км/год
V
S1 198 1
V
A
261 2,5
V
C
850
-0,12
V
1 261 2,5
V
2
= V
D
1063 1,86
V
3
= V
D
1063 0,43
V
4 198
-1
3.4. Визначення центровки
Головним завданням з розрахунку центровки літака є визначення поло- ження точки центру мас літака, а також знаходження відносного положення до аеродинамічної хорди крила, виконувалися би умови:
- Для заднього положення центру мас виконувалась умова:
̅̅̅̅̅̅
̅̅̅
(3.9)
- Для переднього положення центру мас має виконувалась умова до- статності відхилення рульових поверхонь, що мають забезпечити достатнє балансування літака на різних режимах.
Центрування літака має виконується в декілька наближень та складає іте- раційний характер.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
39
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Важливою умовою під час центровки є:
̅̅̅̅̅̅
̅̅̅
(3.10)
Де величина
Під час мого проектування приймаємо величину значення
:
За допомогою горизонтальної осі абсиц та вертикальної осі ординат ви- значається система початку координат центровки.
Зазвичай є два варіанти розміщення початку системи координат наведені далі:
- Якщо точка початку коренева хорда крила або вісь переднього чи заднього лонжерону. В такому розташуванні початку координат, вантажі, що розміщені лівіше від початку відліку, будуть мати нега- тивне координати осі ОХ;
- Якщо точка початку координат розташована в носовій частині фю- зеляжу, тепер маємо позитивні значення розміщення точок коорди- нат вантажів, і така методика дозволяє суттєво зменшити кількість помилки при розрахунках. Під час процесу центровки літака може з'явитись необхідність зміни положення центру початку координат, розміщеної на початку фюзеляжу, тоді точка що була вибрана за початок координат може знаходиться за межами конструкції літа- ка.
Під час розрахунку центровки потрібне визначення вагових характеристик.
Підраховуються статичні моменти маси основних елементів відносно початку координат.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
40
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Рис. 3.4. Розташування осей при розрахунку центровки літака.
Визначення координати центру мас:
∑( )
∑( )
∑( )
∑( )
(3.11)
Знаходимо значення центровки:
̅
(3.12)
Де х
А
– відстань від початку координат до початку b
A
; b
A
– середня аеро- динамічна хорда крила.
Значення
̅ отримується у відсотках.
Під час розрахунків динаміки руху літака положення центру мас на висоті у
т має вагоме значення.
[(
) (
) ] (3.13)

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
41
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Рис. 3.5. Схема визначення центровки при великій відстані центру мас лі- така від поверхні середньої аеродинамічної хорди.
Згідно статистичних даних приймається наступні положення:
- Центр мас крила на 40…42% b
А
;
- Центру мас оперення на 45…50% b
А г.о.
чи b
А в.о.
;
- Центру мас фюзеляжу приблизно на 50...60% довжини фюзеляжу;
- Центр мас обладнання на 50…60% довжини фюзеляжу;
- Маса пілотів – 80 кг; бортпровідників – 70 кг, маса пасажира – 75 кг багажу – 15 кг.
Після розрахунку центровки отримаємо значення
̅ , яке для літака з кри- лом до 30
о
– 0,2…0,27;
Для розрахункового літака значення
̅
Якщо значення не задовольняють, тоді потрібно змінювати центр мас лі- така.
Виконується ця робота такими методами:
1) Зміна координат розміщення вантажів.
Зміна центру мас знаходиться за наступною формулою:
̅
(3.15)

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
42
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
2) Переміщення координати крила відносно фюзеляжу з розміщеними в ньому вантажами.
Тоді маси літака поділяють:
- Група крило: маса крила, маса вантажів, що розміщені на крилі, ма- са основних стійок шасі;
- Група фюзеляж, сюди входять інші маси літака.
За наступною формулою знаходиться зміга центру мас фюзеляжу:
(3.16)
3.5. Злітно-посадкові характеристики.
Знаходимо швидкість посадки:
√
(3.17)
Де m
пос
– посадкова маса літака
(3.18)
Де маса палива
m
зл
– злітна маса літака, кг.
Знаходимо швидкість відриву:
(3.19)
Знаходимо довжину розбігу:
/
(3.20)
Де Р – тяга двигунів;
/
̅̅̅̅ – тягоозброєність літака за час розбігу,
̅̅̅̅
̅̅̅,

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
43
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
К
розб
– аеродинамічна якість літака при розбігу, приймаємо К
розб
=10; f
розб
– коефіцієнт тертя коліс шасі.
Приймають значення f розб
:
- Вкатаний сніг і лід – 0,02;
- Сухе бетонне покриття – 0,02;
- Мокре бетонне покриття – 0,03;
̅̅̅̅
(
)
Знаходимо довжину пробігу:
(
)
(3.21)
Висновки до розділу.
В третьому розділі визначено експлуатаційні маневрені перевантаження, обчислено розрахункові повітряні швидкості, центрову та злітно-посадкові ха- рактеристики.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
44
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
4. АЕРОДИНАМІЧНИЙ РОЗРАХУНОК.
4.1. Визначення аеродинамічних характеристик при крейсерському ре-
жимі польоту.
Використовуючи результати проведених розрахунків, створено розрахун- кову модель за допомогою програми PANSYM.
Рис. 4.1. Просторова модель літака.
Визначення аеродинамічних характеристик при крейсерському режимі польоту (на висоті H=11 км та з крейсерською швидкістю 850 км/год) вико- нано в програмі PANSYM та отримано і побудовано залежності, які наведені нижче (Рис. 4.2., 4.3.,4.4.,4.5.)
Рис. 4.2. Залежності коефіцієнта підйомної сили від кута атаки.