На бирже курсовых и дипломных проектов можно найти образцы готовых работ или получить помощь в написании уникальных курсовых работ, дипломов, лабораторных работ, контрольных работ, диссертаций, рефератов. Так же вы мажете самостоятельно повысить уникальность своей работы для прохождения проверки на плагиат всего за несколько минут.

ЛИЧНЫЙ КАБИНЕТ 

 

Здравствуйте гость!

 

Логин:

Пароль:

 

Запомнить

 

 

Забыли пароль? Регистрация

Повышение уникальности

Предлагаем нашим посетителям воспользоваться бесплатным программным обеспечением «StudentHelp», которое позволит вам всего за несколько минут, выполнить повышение уникальности любого файла в формате MS Word. После такого повышения уникальности, ваша работа легко пройдете проверку в системах антиплагиат вуз, antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru. Программа «StudentHelp» работает по уникальной технологии и при повышении уникальности не вставляет в текст скрытых символов, и даже если препод скопирует текст в блокнот – не увидит ни каких отличий от текста в Word файле.

Работа № 91575


Наименование:


Курсовик Аэродинамический расчет тяжелого вертолета

Информация:

Тип работы: Курсовик. Добавлен: 19.10.2015. Сдан: 2014. Страниц: 42. Уникальность по antiplagiat.ru: 48.

Описание (план):


Содержание
1 Определение исходных данных для аэродинамического расчета вертолета 2
2 Определение аэродинамических характеристик элементов вертолета 4
2.1 Аэродинамическая характеристика фюзеляжа 4
2.2 Аэродинамические характеристики крыльев и хвостового оперения 10
2.3 Сопротивление втулок несущего и рулевого винтов 10
2.4 Сопротивление шасси и других выступающих элементов 11
3 Определение границ срыва на различных высотах 13
4 Определение коэффициента подъемной силы 17
5 Расчет величин мощностей, потребных для горизонтального полета 20
5.1 Определение профильной мощности 20
5.2 Определение индуктивной мощности 22
5.3 Мощность на преодоление сопротивления вертолета (вредная мощность) ………………………………………………………………………….24
5.4 Определение мощности, потребной для горизонтального полета 24
5.5 Расчет располагаемой мощности 25
6 Определение летно-тактических характеристик 29
Заключение 34
Список литературы 35

1 Определение исходных данных для аэродинамического расчета вертолета [2]
Цель курсовой работы – провести аэродинамический расчет вертолета m=20000 кг.
Схема вертолета, его чертеж изображены на рисунке 1.1.


Рисунок 1.1 – чертеж вертолета

Технические данные вертолета приведены в таблице 1.1:
Таблица 1.1
Многоцелевой тяжелый транспортный вертолет
Экипаж 3 человека
Максимальная скорость 285 км/ч
Крейсерская скорость 193,22 км/ч
Длина фюзеляжа 22,32 м
Площадь миделя фюзеляжа 6,55 м2
Масса пустого вертолета 9260,307 кг
Масса взлетная максимальная 20021,207 кг
Масса взлетная нормальная 20000 кг
Масса топлива 3923,7 кг
Средняя дальность полета 437 км
Динамический потолок 5093 м
Статический потолок 2145 м
Силовая установка 2 ТВаД Д-25В
Общая мощность силовой установки 2?4048 кВт
Нагрузка на площадь, ометаемой НВ 538,1 H/м2
Масса перевозимого груза 6207,2 кг
Окружная скорость концов лопастей НВ 220 м/с
Коэффициент заполнения НВ 0,108
Удельная приведеная мощность двигательной установки 39,77
Удельный расход топлива 0,307 кг/кВт?ч
2 Определение аэродинамических характеристик элементов вертолета [1]
2.1 Аэродинамическая характеристика фюзеляжа

Коэффициент сопротивления фюзеляжа в первом приближении можно определить по формуле 2.1:

, (2.1)

где:
k? – коэффициент, учитывающий изменение сопротивления по углу атаки фюзеляжа ?ф;
Cxf – коэффициент трение плоской пластины при числе Re = Reф;
Fф – полная смачиваемая поверхность фюзеляжа;
– коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа на его сопротивление;
– площадь миделя фюзеляжа;
?Схц, ?Схн, ?Сххв– коэффициенты, учитывающие увеличение сопротивления за счет формы носовой, центральной и хвостовой частей фюзеляжа или хвостовой балки;
?Схнад – коэффициент сопротивления надстроек, установленных на фюзеляже (подвесные топливные баки и т. п.)

, (2.2)

где:
V = 53,67 м/с – скорость набегающего потока;
lф = 22,32 м – длина фюзеляжа;
? = 1,71·105 – коэффициент кинематической вязкости, зависящий от атмосферных условий (ра = 760 мм. рт. ст., t = 15 ?С).




По графику Cxf=f(Re), представленному на рисунке 2.1, определим коэффициент трения, зависящий от состояния пограничного слоя Cxf.


Рисунок 2.1 – график зависимости Cxf = f(Re)

Cxf=0,002+0,00015=0,00215,

так как фюзеляж имеет клепку впотай.
По графику , представленному на рисунке 2.2 определим .



Рисунок 2.2 – график зависимости

Для этого найдем удлинение фюзеляжа из формулы 2.3:

, (2.3)

где – длина фюзеляжа, - площадь миделя фюзеляжа.



Таким образом .
Площадь омываемой поверхности фюзеляжа определим из формулы 2.4:

, (2.4)
где – длина фюзеляжа, - площадь миделя фюзеляжа.

м2
Выражение определяет коэффициент сопротивления фюзеляжа, как тела вращения, при ?ф = 0.
Подставив в это выражение Fф = 162,8 м2 и Sмф = 6,55 м2 получим:

(2.5)

Коэффициент сопротивления носовой части фюзеляжа принимаем ?Схн = 0,09, так как фонарь состоит из плоских стекол.
Коэффициент ?Схц учитывает отличие формы поперечного сечения средней части фюзеляжа от круга. Для прямоугольного сечения ?Схц = 0,015…0,018.
Выбираем ?Схц = 0,015.
На рисунке 2.3 представлена зависимость k?=f(?ф),


Рисунок 2.3 – график зависимости k?=f(?ф)

где для схемы вертолета №1 k? принимает следующие значения (таблица 2.1):

Таблица 2.1
?ф,° k? ?ф,° k?
-10 1,69 1 0,95
-9 1,59 2 0,92
-8 1,52 3 0,9
-7 1,45 4 0,88
-6 1,38 5 0,86
-5 1,31 6 0,84
-4 1,24 7 0,815
-3 1,17 8 0,82
-2 1,11 9 0,84
-1 1,05 10 0,86
0 1

Форма хвостовой части фюзеляжа очень сильно влияет на его сопротивление. При отрыве потока в этой области возникает пониженное давление, что приводит к появлению так называемого донного сопротивления.
Для того, чтобы избежать отрыва потока хвостовая часть фюзеляжа должна иметь плавное сужение.
?Сххв определим по рисунку 2.4.

Рисунок 2.4 – графики зависимости ?Сххв от формы хвостовой балки

Таким образом (график сплошной) ?Сххв=0,04.
Коэффициент сопротивления надстроек, выходящих за мидель фюзеляжа, определяем по рисунку 2.5:


Рисунок 2.5 – графики зависимости ?Схнад от формы надстроек

Из графика (прерывистый) определяем ?Схнад=0,15.
Таким образом, коэффициент сопротивления фюзеляжа составит:


2.2 Аэродинамические характеристики крыльев и хвостового оперения
Коэффициент сопротивления горизонтального оперения определим по формуле 2.6:

, (2.6)

где:
;
– добавочный коэффициент, учитывающий наличие заклепок и технологическую неровность поверхности.



Коэффициент сопротивления вертикального оперения определим по той же формуле, что и для значений и . Получим:

.

2.3 Сопротивление втулок несущего и рулевого винтов
Коэффициент сопротивления втулок НВ и РВ с механическими шарнирами, отнесенный к максимальной площади их боковой проекции . Для рулевого винта принимаем , м2. Величину для несущего винта определим для значений . м2.

2.4 Сопротивление шасси и других выступающих элементов
Так как вертолет имеет убирающееся шасси, то в полете оно сопротивления не создает.
Коэффициенты сопротивления посадочного и проблескового огней, а так же антенны и других выступающих элементов примем равными 1.

Сводка лобовых сопротивлений приведена в таблицах 2.2 и 2.3:

Таблица 2.2
Наименование элемента вертолета
, м2
, м2Фюзеляж 0,3554 6,55 2,32787
Втулка НВ 1,2 0,18?6 1,296
Втулка РВ 1,2 0,032?4 0,1536
Горизонтальное оперение 0,0086 0,00034 0,0000029
Вертикальное оперение 0,0046 0,00024 0,0000011
Шасси - - -
Посадочный огонь 1 0,03 0,03
Антенна, костыль и другие выступающие элементы 1 0,01026 0,01026
Итого - - 3,817734

Таблица 2.3
?ф,° k?
?ф,° k?
?ф,° k? -10 1,69 6,45197 -3 1,17 4,466749 4 0,88 3,359606
-9 1,59 6,070197 -2 1,1 4,199507 5 0,86 3,283251
-8 1,52 5,802956 -1 1,05 4,008621 6 0,84 3,206897
-7 1,45 5,535714 0 1 3,817734 7 0,815 3,111453
-6 1,38 5,268473 1 0,95 3,626847 8 0,82 3,130542
-5 1,31 5,001232 2 0,92 3,512315 9 0,84 3,206897
-4 1,24 4,73399 3 0,9 3,435961 10 0,86 3,283251

Построим график зависимости (рисунок 2.6):

Рисунок 2.6 - график зависимости
3 Определение границ срыва на различных высотах
Критическая скорость Vкр определяется по зависимости , где определяется по формуле 3.1:

, (3.1)

где:
? – коэффициент заполнения несущего винта, ?=0,108;
для профиля лопасти несущего винта NACA0011.mod. [3]
Аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта определяем по формуле 3.2:

, (3.2)

где:
– тяга винта;
mвзл = 20000 кг – взлетная масса вертолета;
?R = 220 м/с – окружная скорость концов лопастей;
R = 10,8 м – радиус несущего винта вертолета.
Плотность воздуха на различных высотах приведена в таблице 3.1:

Таблица 3.1
H, м 0 1000 2000 3000 4000
?, кг/м3 1,226 1,112 1,007 0,909 0,820

;
;
;
;
;

Зависимость ?кр от высоты приведена в таблице 3.2:

Таблица 3.2
H, м 0 1000 2000 3000 4000
?кр 0,36 0,32 0,30 0,25 0,22

Найдем Vкр по формуле 3.3:

(3.3)
км/ч;
км/ч;
км/ч;
км/ч;
км/ч;
На рисунке 3.1 изображен график зависимости Vкр=f(H):

Рисунок 3.1 - график зависимости Vкр=f(H)

Среднее значение су по диску несущего винта определяем по формуле 3.4:

, (3.4)

где:
? = 0,94 – коэффициент концевых потерь;
kT = 1,0 – коэффициент, учитывающий влияние формы лопасти на величину силы тяги.

;
;
;
;
.
4 Определение коэффициента подъемной силы
? = 0,1; ? = 0,2; ? = 0,3; Н = 0 км;
? = 0; ; ; ; ; ; ; ; .

Зависимость ?=f(?) определяется формулой 4.1:

(4.1)

Среднее значение су по диску несущего винта определяем по формуле 4.2:

, (4.2)

Определим коэффициент подъемной силы по формуле 4.3:

cy(?) = cy0 ?f(?) (4.3)

Для ? = 0,1



Значения cy(?) и f(?) приведены в таблице 4.1:


Таблица 4.1
? 0 ?/4 ?/2 3?/4 ? 5?/4 3?/2 7?/4 2?
f(?) 1,01 0,8427 0,785 0,8427 1,01 1,2296 1,3407 1,2296 1,01
cy(?) 0,5466 0,456 0,4248 0,45603 0,5466 0,6654 0,7256 0,665 0,5466

Для ? = 0,2



Значения cy(?) и f(?) приведены в таблице 4.2:

Таблица 4.2
? 0 ?/4 ?/2 3?/4 ? 5?/4 3?/2 7?/4 2?
f(?) 1,04 0,7339 0,6446 0,7339 1,04 1,5689 1,9024 1,5689 1,04
cy(?) 0,5389 0,3803 0,334 0,3803 0,5389 0,813 0,9858 0,813 0,5389

Для ? = 0,3



Значения cy(?) и f(?) приведены в таблице 4.3:

Таблица 4.3
? 0 ?/4 ?/2 3?/4 ? 5?/4 3?/2 7?/4 2?
f(?) 1,09 0,6583 0,5505 0,6583 1,09 2,0789 2,8684 2,0789 1,09
cy(?) 0,5275 0,3186 0,2664 0,3186 0,5275 1,0061 1,3882 1,0061 0,5275


На основе рассчитанных данных построим график зависимости су = f(?) (рисунок 4.1):

Рисунок 4.1 - график зависимости су = f(?)

5 Расчет величин мощностей, потребных для горизонтального полета

5.1 Определение профильной мощности

Результаты расчетов профильной мощности для удобства пользования обычно представляются в безразмерном виде. Безразмерный коэффициент профильной мощности находится по формуле 5.1:

, (5.1)
откуда:



Для приближенного определения mp используется формула 5.2:

, (5.2)

где: сxp0 – осредненный по диску винта коэффициент профильного сопротивления.
Величина сxp0 находится в зависимости от среднего по диску винта значения су, которое определяется по формуле Л. С. Вильдгрубе (5.3):

, (5.3)

где: kp и kТ – коэффициенты Л. С. Вильдгрубе, учитывающие влияние формы лопасти в плане на величину профильной мощности и силу тяги. Принимаем kp = 1,0; kТ = 1,0.
Здесь:
сТ = 0,01859 – аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта на высоте Н = 0, рассчитанный в предыдущем разделе;
?R = 220 м/с – окружная скорость концов лопастей;
R = 10,8 м – радиус несущего винта вертолета;
? = 0,108 – коэффициент заполнения несущего винта вертолета;
? – плотность воздуха на высоте.

(5.4)

Полученные данные для Н = 2145 м сведем в таблицу 5.1:

Таблица 5.1
V, км/ч 0 50 100 150 200 250 300 350
, м/с
0 0,0631 0,1263 0,1894 0,2525 0,3157 0,3788 0,4419
сy0 0,51633 0,51388 0,50664 0,49503 0,47963 0,46119 0,44049 0,4183
cxp0 0,013 0,0135 0,014 0,014 0,0145 0,015 0,016 0,019
mp 0,00035 0,00037 0,00041 0,00045 0,00052 0,00061 0,00074 0,00101
Np, Вт 839524 889187 976170 1066254 1234956 1451274 1774522 2425113

?
5.2 Определение индуктивной мощности

Безразмерный коэффициент индуктивной мощности mi найдем из формулы подобия:

>

Величину mi можно определить по формуле (5.5):

, (5.5)

где:
cТ – аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта;
– средняя по диску нормальная составляющая индуктивной скорости;
– коэффициент индукции одиночного несущего винта, учитывающий неравномерность распределения аэродинамической нагрузки по диску;
? – коэффициент концевых потерь;



– коэффициент взаимовлияния, учитывающий взаимное индуктивное влияние несущего винта двухвинтовых вертолетов;
Cреднюю по диску нормальную составляющую индуктивной скорости найдем по формуле 5.6: ?
, (5.6)

где:
? – угол наклона оси вихревого цилиндра;
? – угол атаки, отсчитываемый от плоскости концов абсолютно жестких лопастей. Принимаем ? = – 10?.

(5.7)

Полученные данные для Н = 2145 м сведем в таблицу 5.2:

Таблица 5.2
V, км/ч 0 50 100 150 200 250 300 350
, м/с
0 0,0631 0,1263 0,1894 0,2525 0,3157 0,3788 0,4419
, м/с
0 1,010 2,019 3,029 4,039 5,048 6,058 7,068
? 90,00 45,00 26,00 18,00 14,00 13,00 12,00 11,00

0,0625 0,0418 0,0264 0,0189 0,0147 0,0119 0,0101 0,0087
I? 1,04 1,07 1,13 1,17 1,26 1,36 1,46 1,55
mi 0,00102 0,0007 0,00047 0,00035 0,00029 0,00025 0,00023 0,00021
Ni, Вт 1997802 1374254 918185 680584 567719 499281 451247 413230


5.3 Мощность на преодоление сопротивления вертолета (вредная мощность)

Мощность, необходимая на преодоление сопротивления рассчитывается по формуле 5.8:

(5.8)

Полученные данные сведем в таблицу 5.3:

Таблица 5.3
V, км/ч 0 50 100 150 200 250 300 350
Nx H=2145 0 5150 41200 139050 329600 643750 1112401 1766452


5.4 Определение мощности, потребной для горизонтального полета

Потребную для горизонтального полета мощность Nр находим по формуле 5.9:

, (5.9)

где:
Np – профильная мощность;
Ni – индуктивная мощность;
Nx –– вредная мощность;
Полученные данные для H=2145 м сведем в таблицу 5.4:


Таблица 5.4
V, км/ч Np, Вт Ni, Вт Nx, Вт Nп, Вт
0 795646,1 1997802 0 2793448
50 865601,7 1374254 5150 2245005
100 973610,4 918184,6 41200,04 1932995
150 1126015 680584,1 139050,1 1945649
200 1399112 567718,9 329600,3 2296431
250 1986722 499280,5 643750,6 3129753
300 2732887 451247,2 1112401 4296535
350 3564480 413230,4 1766452 5744163


5.5 Расчет располагаемой мощности
Располагаемая мощность, подводимая к несущему винту вертолета, рассчитывается по формуле 5.10:

, (5.10)

где:
Nд – суммарная мощность двигателей при определенной степени их дросселирования, заданных атмосферных условиях, высоте и скорости полета;
?? – суммарный коэффициент использования мощности.
Приближенно можно считать:

, (5.11)

где:
? = 0,82 – коэффициент, учитывающий потери мощности в трансмиссии, на привод различных агрегатов и др.;
?РВ – коэффициент, учитывающий потери мощности на привод рулевого винта одновинтового вертолета.
Коэффициент ?РВ рассчитывается по формуле 5.12:

, (5.12)

где NPB – мощность, идущая на привод рулевого винта.
Затраты мощности на привод рулевого винта на режиме висения приближенно можно определить по графику, представленному на рисунке 6.1, зависящие от относительного радиуса рулевого винта [2].







Если на вертолете установлен газотурбинный двигатель, его мощность определяется по формуле 5.13:

, (5.13)

где:
= 7790 кВт – максимальная (взлетная) мощность двигателя при стандартных атмосферных условиях и нулевой скорости полета;
= 1,0 – степень дросселирования двигателя, определяющая режим его работы;
– относительное изменение мощности от высоты. ;
– относительное изменение мощности от скорости полета, значения приведены в таблице 5.5;

Таблица 5.5
V, км/ч 0 50 100 150 200 250 300 350

1 1,005 1,01 1,012 1,018 1,03 1,05 1,065

– относительное изменение мощности от температуры окружающего воздуха.
Полученные значения суммарной мощности двигателей при определенной степени их дросселирования, заданных атмосферных условиях, высоте и скорости полета сведем в таблицу 5.6.

Таблица 5.6
V, км/ч 0 50 100 150 200 250 300 350
, Вт
7790000 7828950 7867900 7883480 7930220 8023700 8179500 8296350

Для полученных значений суммарной мощности определим значения располагаемой мощности двигателя (таблица 5.7):

Таблица 5.7
V, км/ч 0 50 100 150 200 250 300 350
, Вт
5591119 5619075 5647031 5658213 5691759 5758853 5870675 5954542

Построим график зависимости Np, Ni, Nx = f(V) на высоте Н = 2145 м (рисунок 5.1):

Рисунок 5.1 - график зависимости Np, Ni, Nx = f(V) на высоте Н = 2145 м


6 Определение летно-тактических характеристик
Для определения максимальной продолжительности и дальности полета необходимо иметь зависимость удельного расход топлива двигателя (Ce, кг/кВт·ч) от режима их работы, скорости полета и атмосферных условий. Приближенно они могут быть определены по формуле 6.1:

(6.1)

где:
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета, значения которого приведены в таблице 6.1:

Таблица 6.1
V, км/ч 0 50 100 150 200 250 300 350

1 1 1 0,995 0,983 0,975 0,962 0,957

- удельный расход топлива на взлетном режиме, [2];
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры,
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета, ;


Километровый расход топлива рассчитывается по формуле 6.2:

, (6.2)

где:
Nп – потребная мощность на заданной высоте и скорости горизонтального полета;
– удельный расход топлива двигателя;
?? – суммарный коэффициент использования мощности.
Часовой расход топлива рассчитывается по формуле 6.3:

. (6.3)

Полученные величины для H=2145 м сведем в таблицу 6.2:

Таблица 6.2
Nп, кВт 2793,45 2245,59 1937,66 1961,38 2333,73 3202,6 4422,41 5944,05

0,6017 0,6017 0,6017 0,5987 0,5915 0,5866 0,5788 0,5758
q, кг/км 0 35,704 15,4039 10,343 9,11859 9,92935 11,274 12,921
Q, кг/ч 2220,72 1785,19 1540,39 1551,46 1823,72 2482,34 3382,11 4522,18
t, час 1,5018 1,868 2,16513 2,1497 1,8288 1,3436 0,98611 0,7375
L, км 0 93,412 216,513 322,45 365,752 335,887 295,834 258,128


Максимальная продолжительность полета рассчитывается по формуле 6.4:


ч, (6.4)

где:
mт – масса топлива, расходуемого в полете. Приближенно величину mт можно принять равной 85 % от общего запаса топлива. mт=3923,7?0,85=3335,145 кг.
Максимальная дальность полета рассчитывается по формуле 6.5:

км. (6.5)

На основе рассчитанных данных построим график зависимости Q, q = f (V) на высоте Н = 2145 м (рисунок 6.1):

Рисунок 6.1 - график зависимости Q, q = f (V)
Также построим графики зависимостей t=f(V) и L=f(V) (рисунки 6.2 и 6.3 соответственно):

Рисунок 6.2 – график зависимости t=f(V) на высоте полета H=2145 м

Рисунок 6.3 – график зависимости L=f(V) на высоте полета H=2145 м


Заключение

В данной курсовой работе был произведен аэродинамический расчет вертолета массой 20000 кг, который был спроектирован ранее (источник 2). В ходе работы были определены: аэродинамические характеристики элементов вертолета (фюзеляж, горизонтальное оперение, втулка НВ и т.д.), границы срыва на различных высотах, коэффициент подъемной силы, величины мощностей, потребных для горизонтального полета и летно-тактические характеристики (длина полета, расход топлива и т.д.). Величины рассчитаны при полете вертолета на статическом потолке (H=2145 м).


Список литературы
1. Игнаткин Ю. М. Аэродинамический расчет вертолета. М.: МАИ, 1987.
2. liter/Spravochnic_avia_profiley.pdf - Справочник авиационных профилей (профиль NACA.0011.mod)





Перейти к полному тексту работы


Скачать работу с онлайн повышением уникальности до 90% по antiplagiat.ru, etxt.ru или advego.ru


Смотреть похожие работы

* Примечание. Уникальность работы указана на дату публикации, текущее значение может отличаться от указанного.