Учебное пособие основы полета (аэродинамика самолета Боинг-757-200) Москва -2013г
жүктеу/скачать 2.75 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- Основные характеристики самолета Boeing 757-200
- ПОЛЯРА САМОЛЕТА
Авиационный учебный центр«СЕВЕРНЫЙ ВЕТЕР» Учебное пособие ОСНОВЫ ПОЛЕТА (аэродинамика самолета Боинг-757-200) 
Москва -2013г. Основные характеристики самолета Boeing 757-200
Рис.1Самолёт Боинг-757 выполнен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана. Фюзеляж цельнометаллический полумонокок безопасноповреждаемой конструкции. В конструкции фюзеляжа широко использованы усовершенствованные алюминиевые сплавы, кевлар и углепластик. Существует несколько вариантов планировки салона с числом мест для пассажиров от 178 до 231. Все двери и аварийные выходы оснащены надувными трапами. Крыло двухлонжеронное, стреловидное (25° по линии четверти хорд), снабжено предкрылками по всему размаху и двухщелевыми закрылками. Шасси трёхопорное с передней управляемой стойкой. Силовая установка состоит из двух ТРДД RB.211-535E4 и RB.211-535E4-B. По желанию заказчика могут устанавливаться двигатели PW2037 или PW2040 фирмы "Прэтт энд Уитни". Для запуска двигателей и электроснабжения служит ВСУ GTCP331-200 фирмы "Гэрретт Эй Рисёрч". Аэронавигационное оборудование EFIS-700 разработано фирмой "Коллинз". Самолёт оснащён двумя кондиционерами, поддерживающими в салоне температуру 24о избыточное давление 0,6 кгс/см2. Самолёт оснащается (с 1990 года) системой предупреждения об опасном сближении с другими самолётами. По конструкции самолёт широко унифицирован с Боинг-767: взаимозаменяемы 62,5% узлов и агрегатов.
Основные характеристики самолета Boeing 757-200АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА И САМОЛЕТА.ПОЛЯРА КРЫЛА.График зависимости коэффициента Су от Сх, называется полярой. Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления X. Определив величины сил Y и X для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты. Из формулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:
Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся в таблицу. Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают значения Су, а на горизонтальной - Сх. Масштабы для Су и Сх обычно берутся разные. Принято для Су брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для Сх, так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения Су в несколько раз больше, чем диапазон изменения Сх. Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки. Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы СR и j, где j- угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, если масштабы Су и Сх взять одинаковыми). 
Рис. 2 Поляра крыла Если из начала координат (Рис. 2), совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны Сy и Сх. лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов. Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами и формой профиля. По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки. Угол нулевой подъемной силы aо находится на пересечении поляры с осью Сх. При этом угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (Сy = 0). Угол атаки, на котором Сх имеет наименьшую величину aCх.мин. находится проведением касательной к поляре, параллельной оси Сy. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°. Наивыгоднейший угол атаки aнаив. Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, то угол между осью Сy и касательной, проведенной из начала координат, будет минимальным. Поэтому для определения aнаив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания будет соответствовать aнаив. Для современных крыльев aнаив лежит в пределах 4 - 6°. Критический угол атаки aкрит. Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси Сх. Точка касания и будет соответствовать aкрит. Для крыльев современных самолетов aкрит = 16-30°. Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением из начала координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (a1 и a2) при полете, на которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше Кмакс. ПОЛЯРА САМОЛЕТАОдной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Коэффициент подъемной силы крыла Сy равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше Сх крыла на величину Сх вр , т. е. 
Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины Сх вр к Сх крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину Сх вр. 
Рис. 3 Поляры крыла и самолета Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей Сy=f(a) и Сх=f(a), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах. Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делалось на поляре крыла. Угол атаки нулевой подъемной силы a самолета практически не отличается от угла атаки нулевой подъемной силы крыла. Так как на угле a подъемная сила равна нулю, то на этом угле атаки возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием, или вертикальная горка под углом 90°. Угол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину находится проведением параллельно оси Сy касательной к поляре. При полете на этом угле атаки будут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет с максимальной скоростью. Наивыгоднейший угол атаки (aнаив) соответствует наибольшему значению аэродинамического качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла, то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла. Из этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°. Критический угол атаки самолета (aкрит) по своей величине не отличается от величины этого же угла для крыла.
Рис. 4 Поляры самолета с выпущенными закрылками На Рис.4 изображены поляры самолета в трех вариантах: - закрылки убраны; - закрылки выпущены во взлетное положение (d3= 20°); - закрылки выпущены в посадочное положение (d3 = 30°). Выпуск закрылков во взлетное положение (d3 = 5-20°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Сумакс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%. При выпуске закрылков в посадочное положение (d3 = 30) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество уменьшается. При достижении чисел М, при которых сжимаемостью уже нельзя пренебречь (М > 0,6 - 0,7) коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления нужно определять с учетом поправки на сжимаемость.
где Сусж - коэффициент подъемной силы с учетом сжимаемости; Сунесж - коэффициент подъемной силы несжимаемого потока для того же угла атаки, что и Сусж.
Рис. 5 Поляры самолета для различных чисел М До чисел M<0.6 все поляры практически совпадают, но при больших числах М они начинают смещаться вправо и одновременно увеличивают наклон к оси Сх. Смещение поляр вправо (на большие Сх) обусловлено ростом коэффициента профильного сопротивления за счет влияния сжимаемости воздуха, а при дальнейшем увеличении числа (М > 0,75 - 0,8) за счет появления волнового сопротивления (Рис. 27). Увеличение наклона поляр объясняется ростом коэффициента индуктивного сопротивления, так как при одном и том же угле атаки жүктеу/скачать 2.75 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|
в дозвуковом потоке сжимаемого газа увеличится пропорционально 
Аэродинамическое качество самолета с момента заметного проявления эффекта сжимаемости начинает уменьшаться.