Расчёт аэродинамических характеристик дозвуковых самолётов (Лекция 1)

1.

Лекция 1
Содержание лекции
• регламент 6-го семестра
• пособие для выполнения курсового проекта
• основные элементы самолёта
• основные определения
• системы координат, используемые в аэродинамике
• кинематические параметры движения самолёта
регламент 6-го семестра
1. Выполнение курсового проекта до 15 мая – оценка за КП без защиты
2. Выполнение НИРС до 31 мая – оценка за экзамен
3. Пункт 2 реализуется при выполнении пункта 1 и сдачи всех отчётов по ЛР
1

2.

Пособие для выполнения курсового проекта
2

3.

Основные элементы самолёта
С а м о л ё т – это летательный аппарат тяжелее воздуха, который имеет
крыло для создания подъёмной силы и силовую установку для создания тяги.
Рисунок 1.1 – Основные элементы самолёта
3

4.

Main Types of Aircraft
Swept-wing Aircraft
Vladimir Frolov
4

5.

Main types of aircraft
Vladimir Frolov
5

6.

Main types of aircraft
Double-delta supersonic aircraft
Vladimir Frolov
6

7.

Main types of aircraft
7
Vladimir Frolov

8.

Main types of aircraft
8
Vladimir Frolov

9.

Main types of aircraft
9
Vladimir Frolov

10.

Main types of aircraft
Рисунок 1.1 - Airbus joined wing airliner concept
10

11.

Main types of aircraft
Рисунок 1.2 - Lockheed joined wing jetliner concept
11

12.

Main types of aircraft
Рисунок 1.3 – Twin-Fuselage concept
12

13.

Основные определения
Базовая плоскость самолёта это плоскость, относительно которой
большинство элементов самолёта располагаются симметрично слева и справа,
эта вертикальная плоскость симметрии самолёта.
Крыло это основной элемент самолёта, наличие которого позволяет ЛА
отнести к классу самолётов. Крыло предназначено для создания подъёмной
силы, которая уравновешивает силу тяжести и для изменения траектории
полёта самолёта.
Рисунок 1.4 – Основные формы крыла
13

14.

Геометрические характеристики крыла в плане
Рисунок 1.5 – Геометрические характеристики крыла
14

15.

Лекция 1. Геометрические характеристики крыла
Рисунок 1.6 – Угол поперечного V крыла
Базовая плоскость крыла – это плоскость перпендикулярная базовой
плоскости самолёта и содержащая центральную хорду (b0).
У изолированного крыла базовая плоскость крыла перпендикулярна плоскости
симметрии.
Форма крыла при виде спереди характеризуется углом y между базовой
плоскостью крыла и линией четвертей хорд полукрыла (см. рис. 4). Как
правило, линия четвертей хорд крыла располагается таким образом, что напоминает своими очертаниями латинскую букву V. Поэтому угол y называют
углом поперечного V крыла.
15

16.

Геометрические характеристики крыла
а) – крыло с подфюзеляжной частью; б) – крыло, составленное из консолей
Рисунок 1.7 – Геометрические характеристики крыла
16

17.

Средняя аэродинами1717ческая хорда (САХ)
l / 2
l / 2
1
1
2
bA b z dz; xA b z xdz;
S l / 2
S l / 2
l / 2
1
y A b z ydz;
S l / 2
где b z - длина проекции местной хорды на базовую плоскость крыла, м;
x= x(z); y= y(z) – координаты передней кромки крыла.
САХ обычно располагают в плоскости симметрии крыла (в базовой плоскости
ЛА) параллельно центральной хорде.
Рисунок 1.8 – Геометрической построение САХ
Рисунок 1.9 – САХ крыла
сложной формы

18.

Формулы для расчёта САХ
САХ трапециевидных крыльев (рисунок 1.5)
b b
2
bA b0 bk 0 k
3
b0 bk
l b0 2bk
;
z
;
A
6 b0 bk
4 1 1 s
l 2
bA
;
z
; x A z Atg ï .ê .
A
2
3 1
6 1
где
b0
l2
,
bk
S
САХ крыльев с изломом кромок (рисунок 2.2)
bA1S1 bA 2 S 2
x A1S1 x A 2 S 2
bA
; xA
;
S1 S 2
S1 S 2
z A1S1 z A 2 S 2
zA
.
S1 S 2
18

19.

Геометрические характеристики крыла
Определения
Под крылом с подфюзеляжной частью понимают крыло, получаемое
продолжением передних и задних кромок внутрь фюзеляжа.
Крылом, составленным из консолей, называют крыло, составленное из
находящихся в потоке частей крыла самолёта, отделённых от фюзеляжа по
бортовым сечениям.
Размах крыла (как составленного из консолей l, так и крыла с
подфюзеляжной частью lкр) - расстояние между двумя плоскостями,
параллельными базовой плоскости самолёта (плоскости симметрии крыла)
и касающимися концов крыла.
Профиль крыла – местное сечение крыла плоскостью, параллельной
базовой плоскости самолёта. В некоторых случаях сечение проводят
перпендикулярно передней кромке.
Площадь крыла S – плоскость проекции крыла на его базовую плоскость.
19

20.

Геометрические характеристики фюзеляжа
d ô .ý
4 S ì .ô
Рисунок 1.10 Различные формы поперечного сечения фюзеляжа
20

21.

Геометрические характеристики фюзеляжа
Площадь миделева сечения равна
S ì .ô kS bô max hô max
ô 2k p bô max hô max
Sô ô (lö kî ì ãlã kî ì õâlõâ )
Sô 2,85 lô S ì .ô
Рисунок 1.9 Коэффициенты для
вычисления геометрических
характеристик фюзеляжа
Рисунок 1.10 Виды фюзеляжа спереди и сбоку для
вычисления геометрических характеристик фюзеляжа
21

22.

Связанная система координат
Рисунок 1.11 Связанная система координат
22

23.

Скоростная и связанная системы координат
Рисунок 1.12 Связанная и скоростная системы координат
23

24.

Название сил в скоростной и связанной
системах координат
Скоростная
Обозначение
Название
Обозначение
Название
Обозначение
Название
Связанная
C xa
Cx
Коэффициент лобового сопротивления
Коэффициент продольной силы
C ya
Коэффициент подъёмной силы
Cy
Коэффициент нормальной силы
C za
Коэффициент боковой силы
R
CR
q S
Cz
Коэффициент поперечной силы
R – аэродинамическая сила, Н
q - скоростной напор, Па
S - характерная площадь, м2
N
Для РН S это миделевое сечение корпуса, для РН с БУ S S ì .ô ÁÓi
i 1
Миделевое сечение корпуса по Госту обозначается
S ì .ô
24

25.

Название моментов в скоростной и
связанной системах координат
Скоростная
Обозначение
Название
mx
Коэффициент момента крена
my
Обозначение
Название
mxa
lõàð l
Коэффициент момента крена
m ya
lõàð bA
Коэффициент момента рыскания
Коэффициент момента рыскания
mz
mza
Обозначение
Название
Связанная
Коэффициент момента тангажа
mR
lõàð bA
Коэффициент момента тангажа
MR
q Slõàð
M R – аэродинамический момент, Нм
l õàð
- характерный размер, м
bA - САХ крыла, м
25