Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24
АЭРОДИНАМИКА — раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения воздуха и других газов, а также характеристики тел, движущихся в воздухе. К аэродинамическим характеристикам тел относятся подъемная сила и сила сопротивления и их распределения по поверхности, а также тепловые потоки к поверхности тела, вызванные его движением в воздухе. В аэродинамике рассматриваются такие… Читать ещё >
Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24 (реферат, курсовая, диплом, контрольная)
Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24
(Практическая аэродинамика) Рис. 1. Схема самолета Ан-24
самолет аэродинамический компоновка
Введение
АЭРОДИНАМИКА — раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения воздуха и других газов, а также характеристики тел, движущихся в воздухе. К аэродинамическим характеристикам тел относятся подъемная сила и сила сопротивления и их распределения по поверхности, а также тепловые потоки к поверхности тела, вызванные его движением в воздухе. В аэродинамике рассматриваются такие тела, как самолеты, ракеты, воздушно-космические летательные аппараты и автомобили. В атмосферной аэродинамике изучаются процессы диффузии твердых частиц (например, дыма, смога, пыли) в атмосфере и аэродинамические силы, действующие на здания и другие сооружения. Ниже рассматриваются проблемы, связанные с движением летательных аппаратов, однако те же принципы можно применить к описанию других явлений, изучаемых в общей гидроаэромеханике (cм. ГИДРОАЭРОМЕХАНИКА). Здесь изложены физические законы, управляющие движениями воздуха, и концепции, необходимые для понимания механизмов возникновения подъемной силы и силы сопротивления при различных скоростях полета, включая течения с ударными волнами. На очень больших высотах (свыше 60 км) вследствие очень низкой плотности воздуха возникают некоторые изменения картины обтекания тела
1. Аэродинамическая компоновка Самолет Ан-24 с двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24 создан под руководством генерального конструктора О. К. Антонова. Максимальный взлетный вес самолета — 21 000 кГ, посадочный вес —21 000 кГ.
Самолет предназначен для перевозки пассажиров и грузов на линиях средней протяженности (300—1200 км). Максимальная дальность полета 2000 км с коммерческой нагрузкой 2400 кГ. Дальность полета при максимальной коммерческой загрузке 5000 кГ составляет 700 км, высота полета — 6 км, крейсерская скорость полета — 450—500 км/ч.
Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, на шасси трехстоечной схемы с двумя передними спаренными колесами (рис. 1).
Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета высокоплана имеет следующие достоинства:
1. Подвеска центроплана не занимает полезного объема фюзеляжа. В местах сочленения крыла и фюзеляжа отсутствует диффузорный эффект. Вредное влияние диффузорного эффекта особенно ощутимо у самолетов-низкопланов. На рис. 2 показан 98 0 0 13. переход от крыла к фюзеляжу самолета с низкорасположенным крылом. В переходном сечении 1 — 1струйки воздушного потока, прилегающего непосредственно к обтекаемой поверхности, сужаются, а по мере приближения к сечению 2 — 2 расширяются как в диффузоре. Давление в расширяющейся части потока повышается, и воздух пограничного слоя начинает перетекать от сечения 2 — 2 навстречу основному потоку, идущему от сечения 1 — 1; происходит набухание и отрыв пограничного слоя, в результате чего увеличивается лобовое сопротивление и уменьшается подъемная сила. У высокоплана переход от крыла к фюзеляжу осуществляется более плавно и вследствие уменьшения диффузорного эффекта интерференция менее вредна, чем у низкоплана (примерно на 25%).
2. Крыло не имеет разрывов в верхней части, что в сочетании с меньшей диффузорностью обеспечивает более высокое аэродинамическое качество высокоплана по сравнению с низкопланом
3. На крыле самолета Ан-24 при выходе на околокритические углы атаки не происходит одностороннего срыва потока с крыла, что благоприятно сказывается на поперечной управляемости и устойчивости самолета. Высокое расположение крыла является основным фактором в повышении степени поперечной устойчивости самолета. Кроме того, расположение крыли выше центра тяжести самолета улучшает продольную устойчивость самолета.
4. Высокое расположение двигателей под крылом исключает засасывание посторонних частиц (гальки, кусочков льда и т. п.) в двигатели и исключает повреждение ими лопаток компрессоров и турбин, а также уменьшает возможность повреждения лопастей воздушных винтов при работе двигателей на земле.
5. В связи с тем что крыло не закрывает нижнюю полусферу, пассажирам обеспечивается хороший обзор с самолета. Создаются также удобства подъезда к самолету транспортных машин и выполнения работ по загрузке и выгрузке грузов.
К недостаткам самолета-высокоплана следует отнести:
1) в связи с высоким расположением гондол и некоторым удлинением ног шасси последнее получилось более тяжелым, а гондолы громоздкими, создающими дополнительное лобовое сопротивление самолета.
2) воздушная подушка, образующаяся при движении самолета вблизи земли на взлете или посадке, проявляет свой эффект в меньшей степени, чем у самолета низкоплана, так как при одинаковых углах атаки крыло низкоплана имеет больший коэффициент подъемной силы (су), чем крыло высокоплана, что важно для взлета и посадки.
Свободнонесущее высокорасположенное крыло состоит из центроплана1прямоугольной формы. Площадь крыла — 74,98 м² (на самолетах с двухщелевым центропланным закрылком— 72,46 м2). Геометрические очертания крыла (рис. 4) образованы набором двояковыпуклых толстых, ламинизированных профилей со средней линией, имеющей выпуклость (прогиб) вверх. От корневой нервюры до нервюры № 7 профиль ЦАГИ-С5−18 имеет относительную толщину с = 18% и относительную кривизну f =l, 75%; у консоли, от нервюры № 12 до № 23, профиль ЦАГИ-СВ-13 имеет с = 13% и f = 2,5%. Между нервюрами № 7 и 12 — переходные профили. Наличие 6 профилей с различной относительной толщиной и разной относительной кривизной образует так называемую аэродинамическую крутку крыла.
Крыло также имеет геометрическую крутку. Она заключается в том, что от нервюры № 7 до № 12 хорды профилейпоставлены по отношению к корневой хорде под постепенно нарастающим углом до +0,5°, а от нервюры № 12 до концевой нервюры с уменьшением этого угла до нуля.
Придание крылу аэродинамической и геометрической крутки улучшает его срывные и несущие характеристики. Максимальная толщина профиля отнесена от носка на 40% длины хорды. Постепенное увеличение толщины профиля по длине хорды создает плавное увеличение разрежения над крылом, пики эпюр разрежений сглаживаются. Пограничный слой сохраняется ламинарным над большей частью профиля, срыв с крыла происходит при большей скорости полета и на больших углах атаки, чем это имеет место у неламинизированного профиля. Ламинизированный профиль имеет значительно меньший коэффициент лобового сопротивления. Ламинизация профиля повышает критическую скорость флаттера.
Срыв потока с крыла на больших углах атаки начинается вначале у корня, а на концах крыла, в области расположения элеронов, срыв наступает значительно позже, благодаря чему сохраняется эффективность элеронов на больших углах атаки.
Выбранный толстый профиль крыла является более несущим, чем тонкий. На одинаковых углах атаки крыло с толстым профилем, имеющее определенную площадь, создает большую подъемную силу, чем крыло с тонким профилем, имеющим такую же площадь. Несущие свойства (сYmax) профиля и его срывные характеристики (бкр) улучшаются с увеличением относительной толщины профиля с до 20%. Наличие кривизны профиля также улучшает его несущие свойства. Увеличение кривизны профилей на консолях крыла в определенной степени компенсирует уменьшение коэффициента сYmax за счет уменьшения толщины профиля.
Крыло имеет большое удлинение, равное 11,7. Большое удлинение способствует уменьшению лобового сопротивления (индуктивного) и увеличению дальности полета самолёта.
Величина удлинения крыла (л) определяется отношением величины квадрата размаха (l2) к площади крыла (S).
Сужение крыла (з=2,92) определяется отношением ДЛИНЫ корневой хорды к длине концевой хорды профиля крыла. Правильно подобранное удлинение крыла и его сужение благоприятно влияют на уменьшение индуктивного сопротивления и обеспечение симметричного срыва потока на больших углах атаки б.
Выбранное сужение крыла повышает эффективность закрылков и одновременно снижает степень поперечной устойчивости при полете на больших углах атаки и частично увеличивает путевую устойчивость самолета Ан-24. Наличие сужения крыла в сочетании с аэродинамической круткой сдвигает зону начала развития местных срывов к оси симметрии, самолета, делает крыло более равно-нагруженным по размаху и позволяет уменьшить вес конструкции крыла.
Стреловидности крыла по центроплану нет, а по средней части и консоли крыла угол стреловидности ч=6,50'. Стреловидность крыла в некоторой степени снижает сопротивления крыла на режиме максимальной скорости. Но в данном случае она необходима для создания расчетного сужения крыла (з = 2,92). Наличие ее улучшает все виды устойчивости самолета. Центроплан и средняя часть крыла не имеют поперечного V.
Консольная часть крыла имеет отрицательное поперечное V, равное —2°.
Отрицательное поперечное V консолей крыла сделано для снижения степени поперечной устойчивости самолета в интересах улучшения его боковой устойчивости. Наличие отрицательного V крыла способствует предотвращению колебательной неустойчивости и в случае внезапного отказа одного двигателя в полете снижает интенсивность кренения самолета в сторону отказавшего двигателя.
Угол, заключенный между средней аэродинамической хордой крыла и продольной осью самолета, называется углом установки крыла ц (рис. 5). У самолета Ан-24 этот угол равен 3°. Такой угол выбран с расчетом, чтобы фюзеляж располагался по потоку при полете на скорости, близкой к максимальной крейсерской, и создавал бы наименьшее лобовое сопротивление. Созданный угол установки уменьшает угол тангажа на взлете и посадке и обеспечивает лучший обзор для пилота.
Элерон имеет несимметричный двояковыпуклый профиль. Ось вращения элерона от носка профиля отнесена назад на расстояние d = 29% хорды профиля, т. е. элерон имеет осевую аэродинамическую компенсацию 29% (рис.6).
2. Исходные данные
Элемент самолета, параметр | Размер-ность | Обозначение | Значение | |
1. Крыло | ||||
1.1.Размах/Размах его консолей | м | ?/?к, ?к= ?-Dф | 29.20/26.3 | |
1.2. Площадь | м2 | S | 74,98 | |
1.3. Хорда средняя | м | В=S/? | 2.813 | |
1.4. Хорда центральная | м | b0 | 3.5 | |
1.5. Хорда концевая | м | bк | 1.095 | |
1.6. Сужение в плане | ; | зb= b0/ bк | 2.92 | |
1.7. Относительная толщина профиля центрального | % | с0__ | 0.18 | |
1.8. Относительная толщина профиля концевого | % | ск | 0.13 | |
1.9. Средняя относительная толщина профиля | ; | с = (с0* зb+ ск)/(зb+1) | 0.16 | |
1.10. Относительная координата максимальной толщины | ; | xc = xc/b | 0.2 | |
1.11. Стреловидность по линии мах-х толщин | град. | чс | ||
1.12. Относительная кривизна профиля | % | f | 2.5 | |
1.13. Относительная координата кривизны профиля | ; | xf | 0.25 | |
1.14. Угол закрутки концевого сечения | град. | цк | — 1 | |
1.15. Угол атаки нулевой подъёмной силы | град. | б0 | — 0,431 | |
1.16. Стреловидность по линии? хорд | град. | ч¼ | 6.5 | |
1.17. Стреловидность по линии? хорд | град. | ч½ | ||
1.18. Стреловидность по передней кромке | град. | чп.к. | ||
1.19. Удлинение крыла и консолей крыла геометрические | ; | л=?2/S и лк=?к2/(S-Sф) | 11.7 | |
1.20. Относительная площадь крыла, занятая фюзеляжем | ; | Sф= Sф/ S | 0.135 | |
1.21. Относительная площадь крыла, занятая гондолами двигателя | ; | Sг. д.= Sг. д./ S | 0.128 | |
1.22. Относительная площадь крыла, занятая гандолами шасси | ; | Sг. ш.= Sг. ш./ S | ||
1.23. Относительная площадь, не участвующая в обтекании потоком | ; | ?Si= Sф+ Sг.д+ Sг.ш | 0.263 | |
1.24. Множитель | ; | kэл | ||
1.25. Удлинение эффективное | ; | лэф= л*Кч/(1+?Si) | 9.263 | |
1.26. Производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки | 1/ град | 0.083 | ||
1.27. Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулетный | ; | хт=хс*(1-Sобд) | 0.09 | |
1.28. Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке | м | h | 3.13 | |
2. Закрылок | ||||
2.1. Относительная хорда | ; | bзк= bзк/ b | 0.253 | |
2.2. Размах | м | ?зк | 17.167 | |
2.3. Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками | ; | Sоб.зк.= Sоб.зк/ S | 0.146 | |
2.4. Угол отклонения при взлёте | град. | двз. | ||
2.5. Угол отклонения при посадке | град. | дпос. | ||
2.6. Хорда средняя крыла с выпущенными закрылками | м | дср.зк.= Sоб.зк/?зк | 0.64 | |
2.7. Угол стреловидности по передней кромке закрылка | град. | чзк.п | ||
3. Предкрылок | ||||
3.1.Относительная хорда | ; | bпр.= bпр./b | ; | |
3.2. Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылком | ; | Sоб.пр.= Sоб.пр/ S | ; | |
4. Горизонтальное оперение (ГО) | ||||
4.1. Хорда средняя | м | bГО= SГО/?ГО | 1.89 | |
4.2. Относительная толщина | % | сГО | ||
4.3. Размах | м | ?ГО | 9.09 | |
4.4. Площадь, относительная площадь | м2/; | SГО, SГО =SГО/ S | 17.23.229 | |
4.5. Удлинение | ; | лГО | 4.7 | |
4.6. Стреловидность по линии¼ хорд | град. | чГО | ||
4.7. Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем | ; | SГО (ф) =SГО (ф)/ S | ; | |
5. Вертикальное оперение | ||||
5.1. Площадь, относительная площадь | м2/; | SВО, SВО =SВО/ S | 13.28.177 | |
5.2. Размах | м | ?ВО | 4.9 | |
5.3. Хорда средняя | м | bВО= SВО/?ВО | 2.71 | |
5.4. Относительна толщина | % | сВО | ||
7. Фюзеляж | ||||
7.1. Длина | м | ?ф | 23.53 | |
7.2. Площадь миделя | м2 | Sф.м | 5.9 | |
7.3. Диаметр миделя | м2 | Dф.м= 2* Sф.м/р | 2.7 | |
7.4. Удлинение | ; | лф= ?ф/ Dф.м | 8.6 | |
7.5. Длина носовой части | м | ?н.ф | 5.35 | |
7.6. Удлинение носовой части | ; | лн.ф= ?н.ф/ Dф.м | 1.98 | |
7.7. Отношение Sф.м. к площади Sкрыла | ; | Sф.м | 0.08 | |
7.8. Длина кормовой части | м | ?к.ф | 9.4 | |
7.9. Удлинение кормовой части | ; | лк.ф= ?к.ф/ Dф.м | 3.48 | |
7.10. Площадь миделя кормовой части | м2 | Sк.ф | ; | |
7.11. Сужение кормовой части | ; | зк.ф= Sк.ф/ Sф.м | ; | |
7.12. Угол возвышения кормовой части | град. | вк.ф. | 10.13 | |
7.13. Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыла | м | yк | 1.476 | |
8. Гондола двигателя, гондола шасси, подвесной топливный бак и т. п. | ||||
8.1. Длина | м | ?г. д. | 6.4 | |
8.2. Диаметр миделя | м | Dг. д. | 1.37 | |
8.3. Площадь миделя | м2 | Sг. д. | 1.47 | |
8.4. Относительная площадь миделя | ; | Sг. д.= Sг. д./S | 0.02 | |
8.5. Вынос передней части гондолы двигателя относительно крыла | м | xг. д. | 2.3 | |
8.6. Удлинение | ; | лг. д. | 4.67 | |
8.7. Вынос оси гондолы двигателя относительно хорды крыла | м | yг. д. | 0.369 | |
8.8. Расстояние между двигателями на одной консоли крыла | м | а | ; | |
9. Воздушный винт | ||||
Диаметр | м | Dвв | 3.9 | |
Площадь диска винта | м2 | Sом | 12.246 | |
Относительная обдуваемая винтами площадь крыла | ; | обд. кр | 0.55 | |
Относительная обдуваемая винтами площадь ГО | ; | обд. ГО | 0.37 | |
10. Общие данные | ||||
10.1. Взлётная масса самолёта | кг | m0 | ||
10.2. Расчётная скорость полёта | км/ч | V | ||
10.3. Расчётная высота полёта | км | H | ||
10.4. Тип и количество двигателей | ; | n | ТВД/2 | |
10.5. Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0 | кВт | Noi | 1901,5 | |
10.6. Среднее за полет аэродинамическое качество | ; | К=12,5+0,0331 mo 0,34 | 13,5 | |
10.7. Относительная масса топлива | ; | mт= mт/mo | 0,128 | |
Так как данный самолет винтовой то расчет и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъемной силы не производим.
Число М полета составляет:
Расчет и построение вспомогательной зависимости Суа (б)
Множители ki
Расчет и построение взлетных кривых Суа (б) Выбираем механизацию крыла: однощелевой закрылок:
1. Определяем для закрылков при угле отклонения 20 град
Суммарное приращение без влияния экрана земли
2. Значение во взлетной конфигурации без учета влияния экрана земли
Учет влияния экрана земли
Суммарное приращение с учетом влияния экрана земли
3. Значение во взлетной конфигурации с учетом влияния экрана земли
4. Угол атаки нулевой подъемной силы на взлете
5. Подсчитываем производную, с учетом влияния земли
6. Построение эпюр поляр для взлета с учетом и без учета влияния экрана земли:
Расчет и построение посадочных кривых Суа (б)
1. Определяем :
для закрылков при угле отклонения 40 град
2. Суммарное приращение без влияния экрана земли
3. Значение в посадочной конфигурации без учета влияния земли
4. Учет влияния экрана земли
5. Суммарное приращение с учетом влияния экрана земли
6. Значение в посадочной конфигурации с учетом влияния земли
7. Угол атаки нулевой подъемной силы при посадке
8. Построение эпюр поляр для посадки с учетом и без учета влияния экрана земли:
Координаты точек для построения зависимости :
Координаты точек для построения зависимости :
Координаты точек для построения зависимости :
Координаты точек для построения зависимости :
3. Расчет и построение вспомогательной поляры
Расчет и построение взлетных поляр Расчет и построение взлетной поляры без учета влияния экрана земли:
Расчет и построение взлетной поляры с учетом влияния экрана земли:
Расчет и построение посадочных поляр Расчет и построение посадочной поляры без учета влияния экрана земли:
Расчет и построение посадочной поляры с учетом влияния экрана земли:
Список использованных источников
1) Котельникова Г. Н. Аэродинамика самолета. — М.: Воениздат, 1974. — 287 с.
2) Мхитарян А. М. Динамика полета. — М.: Машиностроение, 1978. — 424 с.
3) Житомирский Г. И. Конструкция самолетов. — М.: Машиностроение, 2005. — 405 с.
4) Богославский Л. Е. Практическая аэродинамика самолета АН-24. — М.: Транспорт, 1972. — 200 с.
5) Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В. В. Фролов. — Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. — 39 с.