 |
Выбор профиля крыла и оперения
|
|
|
|
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА A320
Для расчёта аэродинамических характеристик самолёта необходимо определить геометрические параметры отдельных агрегатов.
Для определения основных геометрических характеристик самолёта используется базовая плоскость самолёта. По сути это - вертикальная плоскость симметрии самолёта, относительно которой большинство элементов самолёта расположено симметрично слева и справа.
Крыло
Для определения основных геометрических характеристик крыла, также как для самолёта, используется базовая плоскость крыла, которая определяется как плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолёта.
Основными характеристиками крыла являются:
· относительное удлинение 
.
· эффективное удлинение 
.
· относительное сужение 
.
· стреловидность крыла 
.
Рисунок 1 – Геометрические параметры крыла
Удлинение оказывает большое влияние на аэродинамические характеристики крыла. Увеличение его приводит к увеличению несущих характеристик аэродинамического качества крыла.
Удлинение крыла определяется как отношение квадрата размаха крыла к его площади:
где 
- размах крыла.
Размах крыла - это расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолёта и касающимися концов крыла.
, - площадь крыла, 
.
Площадь крыла - это площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла.
Сужение влияет на распределение местных коэффициентов подъёмной силы по размаху крыла. Увеличение сужения ведет к уменьшению массы крыла, но повышает склонность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки.
· Сужение крыла определяется по формуле:
|
|
|
где 
- центральная хорда крыла, м.
- концевая хорда крыла, м.
Величина центральной хорды- это длина отрезка прямой между точками пересечения передней и задней кромок крыла базовой плоскости самолёта.
Величина концевой хорды крыла - это длина отрезка, замыкающего контур крыла на его конце.
Для прямоугольных крыльев 
, а для треугольных 
. Наряду с сужением часто можно встретить обратное сужение крыла 
В этом случае диапазон изменения параметра 
соответствует (0;1).
Стреловидность крыла характеризуется углом, измеряемым между перпендикуляром к базовой плоскости самолёта и линией, соединяющей точки, делящие местные хорды в определенном отношении.
Различают стреловидность крыла по линиям:
передней кромки 
1/4 хорд 
середины хорд 
Прямое (нестреловидное) крыло - это крыло, у которого 
.
Различают крылья с обратной (
) и прямой (
) стреловидностью.
· Эффективное удлинение крыла , учитывающее прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки, определяется по следующей формуле:
где - геометрическое удлинение крыла.
Определение аэродинамических характеристик крыла выполняется на основе поэлементного расчёта. С этой целью на крыле выделяются элементы, на основании излома задней кромки, или часть поверхности крыла, обдуваемая воздушными винтами.
Рисунок 2 – Разбиение крыла на участки
Площадь крыла включает площадь подфюзеляжной части. Для её определения следует продолжить переднюю и задние кромки крыла до пересечения с базовой плоскостью самолёта.
Фюзеляж
В число основных геометрических характеристик фюзеляжа входят:
- Площадь миделя 
.
- Относительное удлинение .
- Относительное удлинение носовой части 
-Относительное удлинение хвостовой части 
-Площадь омываемой поверхности 
.
· Площадь миделя фюзеляжа определяется по формуле:
где 
- диаметр фюзеляжа.
· Относительное удлинение фюзеляжа вычисляется по формуле:
|
|
|
где 
- длина фюзеляжа. 
· Относительное удлинение носовой части фюзеляжа определяется как:
где 
- длина носовой части фюзеляжа.
· Удлинение хвостовой части фюзеляжа вычисляется по формуле:
где 
- длина хвостовой части фюзеляжа.
· Площадь омываемой поверхности фюзеляжа зависит от площади миделевого сечения и находится по статистической формуле:
Оперение
В состав оперения входит горизонтальное (стабилизатор) и вертикальное оперение (киль). Определение основных геометрических параметров, таких как, сужение, удлинение, средняя аэродинамическая хорда, площадь, производится аналогично крылу.
Горизонтальное оперение
· Относительное удлинение стабилизатора определяется по формуле:
где 
-длина стабилизатора.
-площадь стабилизатора.
· Относительное сужение стабилизатора определяется по формуле:
Где 
- центральная хорда стабилизатора
- концевая хорда стабилизатора
Наряду с сужением часто можно встретить обратное сужение стабилизатора 
· Стреловидность:
передней кромки 
1/4 хорд 
середины хорд 
Вертикальное оперение
· Относительное удлинение вертикального оперения определяется по формуле:
где 
-длина вертикального оперения.
-площадь вертикального оперения.
· Сужение вертикального оперения определяется по формуле:
Где 
-центральная хорда вертикального оперения.
-концевая хорда вертикального оперения.
Наряду с сужением часто можно встретить обратное сужение вертикального оперения:
· Стреловидность:
передней кромки 
1/4 хорд 
середины хорд 
Мотогондолы двигателей
В настоящее время в силовых установках летательных аппаратов находят применение винтовые (ВД), воздушно-реактивные (ВРД) и ракетные (РД) двигатели. Двигатели могут размещаться непосредственно в отсеках фюзеляжа и в мотогондолах вне фюзеляжа. Размещение двигателя в удобообтекаемой гондоле улучшает аэродинамические формы самолёта, обеспечивает организацию входа воздуха и выхода газов, защищает силовую установку от атмосферных осадков, пыли, грязи и др. Размещение мотогондол разнообразно:
на концах размаха крыла;
пол крылом на пилонах;
непосредственно в крыле;
пол или над фюзеляжем и пр.
|
|
|
Форма мотогондол отличается от формы фюзеляжа наличием входных и выходных отверстий для воздушного потока, поэтому чтобы использовать расчётные формулы для определения геометрических параметров необходимо построить фиктивное тело мотогондолы.
В первом случае носовая часть фиктивного тела получается путем скругления образующих мотогондолы, хвостовая часть получается продолжением образующих до пересечения с осью симметрии в одной точке. Во втором случае для получения хвостовой части фиктивного тела строят лекальную кривую. В третьем случае носовая и хвостовая части представляют две части окружности соответствующей диаметру мотогондолы. После построения фиктивного тела мотогондолы расчёт геометрических характеристик ведется аналогично фюзеляжу.
· Для вычисления площади омываемой поверхности мотогондолы следует использовать формулу для боковой поверхности цилиндра:
где 
-диаметр мотогондолы.
-длина мотогондолы.
· Относительное удлинение мотогондолы вычисляется по формуле:
· Удлинение хвостовой части мотогондолы вычисляется по формуле:
Пилон мотогондолы
Предназначение пилона состоит в креплении двигательной установки самолёта и передаче всех силовых факторов с ее стороны на конструкцию самолёта. Пилон как и крыло набирается из аэродинамических профилей, поэтому расчёт геометрических параметров пилона ведется по формулам применяемым при расчёте характеристик для крыла и оперения.
· Относительное удлинение Пилон мотогондолы определяется по формуле:
где 
-Длина пилона мотогондолы,
-Площадь пилона мотогондолы.
· Сужение пилона мотогондолы определяется по формуле:
где 
-центральная хорда пилон мотогондолы.
-концевая хорда пилон мотогондолы.
· Эффективное удлинение пилон мотогондолы определяется по следующей формуле:
где 
-относительное удлинение пилон мотогондолы.
-эффективное удлинение пилон мотогондолы.
ВЫБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ
Профилем крыла и оперения называется местное сечение крыла или оперения плоскостью, параллельной базовой плоскости самолёта.
|
|
|
Выбор профиля определяется типом самолёта, его скоростным диапазоном. Геометрическими характеристиками профиля крыла являются:
· относительная толщина 
;
· относительная кривизна 
;
· относительное положение максимальной толщины 
;
· радиус закругления носка 
;
· координата расположения максимальной кривизны 
;
Наибольшее распространение получили двояковыпуклые симметричные и несимметричные профили. С ростом числа Маха полета для крыльев применяются более тонкие профили, с меньшей кривизной, меньшим радиусом носка и наибольшей толщиной у середины хорды. На больших, сверхзвуковых скоростях полета применяются остроносые чечевицеобразные ромбические или клиновидные профили. Характерным линейным размером профиля является хорда - отрезок прямой, соединяющей переднюю и заднюю точки профиля. Помимо длины хорды характерным линейным размером профиля является максимальная толщина профиля, обозначаемая 
. Чаше всего используется относительная толщина профиля , которая представляет собой отношение максимальной толщины профиля к длине хорды в данном сечении. Относительная толщина профиля обычно выражается в процентах и определяется формулой:
где 
Здесь 
представляет собой наибольшую ординату верхней поверхности, симметричной составляющей контура профиля, за которую принимают контур симметричного профиля.
Несимметричный профиль получается путем алгебраического сложения ординат этого профиля с ординатами средней линии при одинаковых значениях абсциссы.
С помощью средней линии профиля можно найти вогнутость профиля. Средняя линия профиля - это геометрическое место точек середин толщин профиля по длине хорды.
Вогнутостью профиля называется максимальная по абсолютной величине ордината кривой 
. где 
- ордината средней линии, выраженная в долях хорды. Вогнутость профиля может иметь два экстремума. В этом случае, одному экстремуму приписывают знак плюс, другому – минус.
Геометрия контура профиля обычно задается в виде таблицы координат.
При описании геометрии профиля еще пользуются понятием относительной радиус носка, за который принимается отношение радиуса носка к длине хорды:
В зависимости от формы контура профиля и режимов обтекания профили имеют различные термины: дозвуковые, сверхкритические, сверхзвуковые, S-образные и ламинарные.
Дозвуковой профиль - профиль, применяющийся при дозвуковых скоростях полета. У таких профилей обычно скругленная передняя кромка и 
.
Сверхкритический профиль предназначен для использования при больших дозвуковых числах Маха. Для сверхкритического профили характерно небольшое волновое сопротивление при нулевой подъёмной силе. По сравнению с другими профилями такой же относительной толщины у суперкритического профиля отрыв потока возможен ближе к концу профиля, что отражается на крейсерском режиме полета.
|
|
|
Сверхзвуковой профиль применяется при сверхзвуковых скоростях полёта и он имеет небольшую относительную толщину (обычно 
), малую вогнутость и острую переднюю кромку.
S-образный профиль представляет собой профиль с одной или несколькими точками перегиба средней линии.
Для полетов на малых дозвуковых скоростях часто используется ламинарный профиль, у которого на большей части контура, как на верхней его части, так и на нижней при обтекании имеет место ламинарный режим течения. Такой профиль обеспечивает минимальное сопротивление трения крыла при крейсерском режиме.
Профили, у которых значение 
больше 12% называются толстыми и применяются до М=0,7. У таких профилей достигаются наибольшие значения максимального коэффициента подъёмной силы 
, при числе Маха полета большем критического числа Маха профиля имеет место резкое нарастание волнового сопротивления.
Профили с относительной толщиной от 7 до 12% называются средними и применяются при М=0,7 - 1,5.
При относительной толщине профиля менее 7% профили называются тонкими, выбор такого профиля для крыла осуществляется для самолётов, летающих на больших сверхзвуковых скоростях М>1,5. Использование тонких профилей для крыла не позволяет эффективно использовать его внутренние объёмы.
Выбор толщины профиля оперения можно осуществить на основании статистики в зависимости от толщины профиля крыла. Для оперения, как правило, выбирают симметричные профили с несколько меньшей, чем для крыла, относительной толщиной.
Развитие авиации в большой степени зависит как от применения новых материалов, новых схем, так и от создания новых аэродинамических профилей крыла. За годы развития авиации благодаря работе многих исследователей были созданы различные серии профилей, исследованы их аэродинамические характеристики, и результаты исследований сведены в атласы.
В курсовом проекте при выборе профиля крыла и оперения следует ориентироваться по скорости самолёта на крейсерском режиме полета. Скорость крейсерского полёта отнесенная к скорости звука на высоте крейсерского полета дает число Маха на данном режиме:
где 
- Скорость крейсерского полета, 
-Скорость звука на высоте крейсерского полета,
Значение 
выбирается из стандартной атмосферы в зависимости от высоты
, принимаемой из данных самолёта-прототипа.
Полученное значение 
округляется до ближайшего из стандартной атмосферы.
Число Маха крейсерского полета может служить для выбора относительной толщины профиля крыла и оперения из рекомендуемого диапазона (таблица 2).
Таблица 2 - Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения
| Диапазон чисел Маха | Относительная толщина профиля
| ||
| Крыло | ГО | ВО | |
| М<0,7 0,7<M<0,9 0,9<M<1,3 | 0,12 – 0,15 0,10 – 0,12 0,07 – 0,10 | 0,06 – 0,12 0,06 – 0,08 0,03 – 0,04 | 0,06 – 0,12 0,06 – 0,08 0,03 – 0,04 |
Согласно таблице 2 и характеристикам самолёта принимаем 
|
|
|
