Министерство образования и науки

Российской Федерации

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ

ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО

ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ АКАДЕМИКА С.П. КОРОЛЕВА

(НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)»

(СГАУ)

Факультет летательных аппаратов

Кафедра КиПЛА

Пояснительная записка

К курсовой работе на тему:

Расчет аэродинамических характеристик самолета Airbus А350-900

Выполнил: студент группы 1403

Тямусев А.Н.

Проверил: Никитин А.Н.

Самара 2013

ЗАДАНИЕ

Студент Тямусев Андрей Николаевич группа 1403 срок защиты_________

Руководитель проекта Никитин Александр Николаевич

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

1. Выполнение чертежа самолета и определение геометрических параметров самолета,

2. Определение критического числа Маха,

3. Расчет докритической поляры,

4. Расчет поляр и зависимостей подъемной силы от угла атаки при взлете и посадке,

5. Определение зависимостей максимального качества, коэффициента отвала поляры и коэффициента лобового сопротивления самолета от числа Маха,

6. Оформление курсового проекта,

7. Выводы по результатам расчета.

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка: 38 стр, 7 рисунков, 12 таблиц, 6 источников, 4 приложений.

Графическая часть: 1 лист формата А3, 3 листа формата А4.

САМОЛЕТ, ПОЛЯРА, КРОМКА, ПОДЪЕМНАЯ СИЛА, УГОЛ АТАКИ, РАЗАМАХ КРЫЛА, КОНСОЛЬ КРЫЛА, СРЕДНЯЯ ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ТОЛЩИНА, УДЛИННЕНИЕ КРЫЛА, СУЖЕНИЕ КРЫЛА, СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА, ОПЕРЕНИЕ, МИДЕЛЬ, ФЮЗЕЛЯЖ, ЧИСЛО МАХА, КРЕЙСЕРСКАЯ СКОРОСТЬ, ВЗЛЕТНАЯ МАССА.

В данной работе расчетным путем получены аэродинамические характеристики самолета в заданном диапазоне изменения высот и чисел Маха полета.

В частности произведены: расчет докритической, взлетной и посадочной поляр для указанной в задании высоты полета и числа Маха, расчет зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на режимах взлета и посадки самолета с учетом влияния земли.

Содержание

Реферат……………………………………………………………...……..3

Содержание……………………………………………………………….4

Введение……………………………………………………………….….6

1 Основные характеристики самолета 6

1.1 Массовые характеристики 6

1.2 Геометрические характеристики крыла 6

1.3 Геометрические параметры фюзеляжа 6

1.4 Геометрические параметры горизонтального оперения 7

1.5 Геометрические параметры вертикального оперения 8

1.6 Геометрические параметры гондол двигателей 8

1.7 Геометрические параметры пилонов двигателей 9

1.8 Геометрические параметры законцовок крыла 9

2 Определение критического числа Маха. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения 9

3 Расчет докритической поляры 10

3.1 Определение расчетной скорости 10

3.2 Расчет Сxamin крыла 10

3.3 Расчет Сxamin горизонтального оперения 12

3.4 Расчет Сxamin вертикального оперения 13

3.5 Расчет Сxamin фюзеляжа 14

3.6 Расчет Сxamin гондол двигателя 15

3.7 Расчет Сxamin пилонов двигателя 15

3.8 Расчет Сxamin законцовок крыла 16

3.8 Сводка лобовых сопротивлений 17

3.9 Построение докритической поляры 18

4 Расчет семейства закритических поляр 19

5 Взлетно - посадочные характеристики 30

5.1 Построение характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла 31

5.2 Построение характеристик подъемной силы для механизированного крыла 32

5.3 Построение взлетной и посадочной поляр 35

5.4 Построение зависимости подъемной силы крыла от угла атаки 39

ЗАКЛЮЧЕНИЕ 41

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 42

ВВЕДЕНИЕ

Аэродинамические характеристики служат базой для определения летно-тактических качеств самолета и используются в последующей работе по динамике полета.

В процессе выполнения работы осуществляется приобретение навыков в определении аэродинамических характеристик как изолированных частей самолета, так и всего самолета в целом, с учетом взаимного влияния (интерференции) между его частями.

В данном курсовом проекте ведется расчёт аэродинамических характеристик самолёта Airbus А350-900.

Airbus А350 - дальнемагистральный широкофюзеляжный двухдвигательный пассажирский самолёт, в настоящее время разрабатываемый концерном Airbus в качестве замены A330 и A340. Он сможет перевозить от 270 до 350 пассажиров, в зависимости от модификации.

Самолёт составит конкуренцию Boeing 777 и Boeing 787. Первый полёт новый лайнер произвел 14 июня 2013 года, а начало эксплуатации предполагается в 2014 году.

Начальная версия A350 внешне напоминала A330, так как фюзеляж в поперечном сечении и компоновка у них были одинаковыми. Но новые крылья, двигатели и хвостовые стабилизаторы в сочетании с новыми композиционными материалами и методами производства фюзеляжа сделали A350 почти полностью новым самолётом.

4 декабря 2012 года первый экземпляр "MSN1" выкатили из ангаров сборочного цеха.

14 июня 2013 года самолёт совершил свой первый полёт, начав программу летных испытаний.

1 Основные характеристики самолета

Основные геометрические параметры определяем с чертежа общего вида самолета, приведенного в приложении. [Приложение «А»]

1.1 Массовые характеристики

Взлетная масса, кг 268000.

1.2 Геометрические характеристики крыла

S= 433 м² - характерная площадь крыла;

S_к= 356,2 м² - площадь консолей;

Удлинение крыла: ;

l = 65,99 м- размах крыла;

Эффективное удлинение крыла составляет: ;

Сужение крыла: η=,

где b₀=13 м - корневая хорда крыла,

b_к=2,45 м - концевая хорда крыла;

Средняя геометрическая хорда b_ср = S/l =м;

Стреловидность по линии четверти хорд χ= 29˚56´.

Механизация крыла состоит из двухщелевых закрылков и предкрылков вдоль всей передней кромки.

1.3 Геометрические параметры фюзеляжа

Фюзеляж имеет цилиндрическую форму с диаметром поперечного сечения D_ф=6,07 м. Тогда площадь миделя фюзеляжа без учета наплывов:

S_мф= м²;

Относительное удлинение фюзеляжа: λ=;

где L_ф= 65,39 м - длина фюзеляжа.

Относительное удлинение носовой части фюзеляжа:

λ_нф=;

Относительное удлинение хвостовой части фюзеляжа:

λ_хвф= ;

Площадь омываемой поверхности фюзеляжа находится по статистической формуле: F_ф=2,8565,391002,6 м².

1.4 Геометрические параметры горизонтального оперения

Площадь горизонтального оперения – S_ГО=77,54м²,

размах горизонтального оперения – l_ГО=18,35 м.

Удлинение и сужение горизонтального оперения определять не требуется, так как в дальнейшем расчёте эти значения не используются.

Средняя хорда горизонтального оперения:

b_ГОср=,

где- корневая хорда горизонтального оперения,

- концевая хорда горизонтального оперения.

Стреловидность по передней линии χ=.

1.5 Геометрические параметры вертикального оперения

Площадь вертикального оперения – S_ВО=50,5 м², размах вертикального оперения – l_ВО= 8,5 м.

Удлинение, сужение и стреловидность вертикального оперения определять не требуется, так как в дальнейшем расчёте эти значения не используются.

Средняя хорда вертикального оперения:

b_ВОср=,

где- корневая хорда вертикального оперения,

- концевая хорда вертикального оперения.

Стреловидность по передней линии χ=.

1.6 Геометрические параметры гондол двигателей

Гондолы двигателей имеют в поперечном сечении круглую форму с диаметром D= 3,85 м, тогда площадь миделя гондолы двигателя:

S_мГД= 4м²;

Относительное удлинение гондолы двигателя:

λ_ГД==1,2;

Удлинение носовой части гондолы двигателя:

λ_нчГД=; Площадь омываемой поверхности гондолы двигателя находится по статистической формуле:

F_ГД == 44,7 м².

1.7 Геометрические параметры пилонов двигателей

Средняя хорда пилонов двигателей: b_ср=7 м.

S_ПД = b_срl,6 =71,6= 11,2 м²,

Удлинение и сужение пилонов двигателей определять не требуется, так как в дальнейшем расчёте эти значения не используются.

1.8 Геометрические параметры законцовок крыла

Площадь законцовок крыла – S_ЗК = 2,86 м², размах ЗК – l_ЗК = 2,34 м.

Средняя хорда законцовок крыла:

b_ЗКср=,,

где- корневая хорда законцовки крыла,

- концевая хорда законцовки крыла.

2 Определение критического числа Маха. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения

Определим число Маха крейсерского полёта:

М_кр==,

где V_кр=903 км/ч=250,8 м/с - крейсерская скорость на высоте H_кр=9000м,

а_Н=303,8 м/с - скорость звука на высоте H_кр=9000м.

Значение крейсерского Маха самолёта M_кр=0,82.

Для оперения выбираются симметричные профили, толщины которых определяются по величине числа Маха для крейсерского режима полета.

Поэтому примем для крыла профиль С-790212. Последние две цифры означают относительную толщину в процентах, первые - номер серии. Профиль имеет достаточно высокий Cy max при низком Cx, невысокий коэффициент продольного момента Mz что определяет небольшие потери на балансировку.

Для оперения выбираем симметричный профиль NACA-0009.