Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"
Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"
Содержание
Введение
1. Подготовка исходных данных
2. Расчёт и построение зависимостей cya(α)
для различных режимов полёта
2.1 Расчёт и построение зависимости
критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы Мкр(суа)
2.2 Расчёт и построение вспомогательной
зависимости cya(α)
2.3 Расчёт и построение взлётных кривых
cya(α)
2.4 Расчёт и построение посадочных
кривых cya(α)
2.5 Расчёт и построение крейсерских
зависимостей cya(α)
3. Расчёт и построение поляр самолёта
3.1 Расчёт и построение вспомогательной
поляры
3.2 Расчёт и построение взлётных поляр
3.3 Расчёт и построение посадочных поляр
3.4 Расчёт и построение крейсерских
поляр
Библиографический список
Введение
В данной работе
рассматривается лёгкий спортивный самолет «T-30
Katana», представляющий собой одноместный одномоторный свободнонесущий
среднеплан с закрытой кабиной и неубирающимся шасси. Вычисляются основные
геометрические и аэродинамические параметры этого самолёта, на основании
которых строятся теоретические зависимости коэффициента подъёмной силы от угла
атаки и от коэффициента сопротивления (поляры) для взлетного, крейсерского и
посадочного режимов полёта.
1. Подготовка исходных
данных
Аэродинамические
характеристики самолёта зависят от его геометрических параметров. Поэтому
сначала по чертежу летательного аппарата (рисунок 1) узнаём необходимые размеры
из заносим их в таблицу 1. В эту же таблицу заносим основные лётно-технические характеристики
самолёта. Далее на основании имеющихся данных вычисляются прочие необходимые геометрические
характеристики и также включаются в таблицу вместе с формулами, по которым они были
вычислены.
1.19 Удлинение крыла и
консолей крыла геометрические
λ
= l2/S и
λк=
/(S-Sф)
5,59
5,12
1.20 Относительная площадь
крыла, занимаемая фюзеляжем
=
Sф/
S
0,155
1.21 Относительная площадь
крыла, занимаемая гондолами двигателей.
г.д.=
Sг.д./S
-
1.22 Относительная площадь
крыла, занимаемая гондолами шасси
г.ш.=
Sг.ш./S
-
1.23 Относительная площадь
не участвующая в обтекании потоком
0,155
1.24 Множитель
kэл
1
1.25 Удлинение эффективное
λэф
= λ * Кχ /(1+)
4,84
1.26 Производная подъемной
силы по углу атаки
1/град
=
0,077
1.27 Относительная координата
точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
0,186
1.28 Расстояние от крыла
до земли при взлёте и посадке
м
h
1,22
2. Закрылок:
2.1 Относительная хорда
0,35
2.2 Размах
м
lзк
5,14
2.3 Относительная площадь
крыла, обслуживаемая закрылками
0,58
2.4 Угол отклонения при
взлете
град.
δвз
20
2.5 Угол отклонения при
посадке
град.
δпос
40
2.6 Хорда средняя крыла
с выпущенными закрылками
м
bср.зк
1,20
2.7 Угол стреловидности
по передней кромке закрылка
град.
χзк.п
-6,1
3. Предкрылок:
отсутствует
3.1 Относительная хорда
-
3.2 Относительная площадь
крыла, обслуживаемая предкрылками
-
4. Горизонтальное
оперение (ГО)
4.1 Хорда средняя
м
=
Sго
/ lго
0,91
4.2 Относительная толщина
м
го
0,14
4.3 Размах ГО
м
lго
3,00
4.4 Площадь,относительная
площадь
м2
/ 1
Sго
/ го=Sго/
S
2,73/0,26
4.5 Удлинение
λго
= /Sго
3,30
4.6Стреловидность по линии
¼ хорд
град
χ
1/4го
-0,3
4.7 Относительная площадь
ГО, занятая фюзеляжем
го(ф)
= Sго(ф)
/ Sго
0,072
5. Вертикальное
оперение (ВО)
5.1Площадь,относительная
площадь
м2
; 1
Sво
; во
= Sво
/ S
1,29
; 0,12
5.2 Размах
м
lво
1,1
5.3 Хорда средняя
м
=
Sво
/ lво
1,2
5.4 Относительная толщина
м
го
0,07
6. Шайбы, пилоны,
гребни и т.п. - отсутствуют
6.1 Хорда средняя пилонов
м
=
Sп
/ lп
-
6.2 Относительная толщина
пилона
п
-
6.3 Площадь
м2
Sп
-
7. Фюзеляж
7.1 Длина
м
lф
5,45
7.2 Площадь миделя
м2
0,83
7.3 Диаметр миделя
м
1,02
7.4 Удлинение
λф
= lф
/
5,35
7.5 Длина носовой части
м
lн.ф
1,20
7.6 Удлинение носовой
части
λн.ф
= lн.ф
/
1,18
7.7Отношение
к площади крыла
ф.м
= / S
0,078
7.8 Длина кормовой части
м
lк.ф
2,03
7.9 Удлинение кормовой
части
λк.ф
= lк.ф
/
2,00
7.10 Площадь кормовой
части
м2
0,26
7.11 Сужение кормовой
части
ηк.ф=/
0,31
7.12 Угол возвышения кормовой
части
град
βк.ф
~
4
7.13 Расстояние от оси
фюзеляжа до хорды крыла
м
ук
+0,72
8. Гондола двигателя
- нет
9. Воздушный винт
9.1 Диаметр
м
DB
1,85
9.2 Расстояние от плоскости
винта до ¼ хорды крыла по оси двигателя
м
хВ
1,4
9.3 Площадь, ометаемая
винтом
м2
SOM=πDB2/4
2,69
9.4 Относительная площадь
крыла, обдуваемая винтом
м2
обд=
Sобд/ S
0,1
9.5 Относительная площадь
ГО, обдуваемая винтом
м2
ГО.обд=
SГО.обд/ S
0,15
10. Общие данные
10.1 Взлётная масса самолёта
кг
m0
880
10.2 Расчетная скорость
полета
км/ч
V
365
10.3 Расчетная высота
полета
км
H
2,5
10.4 Тип и количество
двигателей
n
1
проп. дв.
10.5 Стартовая тяга (мощность)
одного двигателя при V=0,
H=0
даН
(кВт)
Р0i
(N0i)
220
(300
)
10.6 Среднее за полет
аэродина- мическое качество рассматриваемого самолета
К
~12,8
10.7 Относительная масса
топлива
т
= mт
/ m0
0,2
2. Расчёт и построение зависимостей
cya(α) для различных режимов полёта
2.1 Расчёт и построение
зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы Мкр(суа)
Эта зависимость задаётся
формулой:
Рисунок 2 — Зависимость
критического числа Маха от режима полёта
2.2 Расчёт и построение
вспомогательной зависимости суа(α)
Эта зависимость строится
для полёта на нулевой высоте при отсутствии экранного эффекта с убранными средствами
механизации крыла на минимальной скорости полёта, которая находится по следующей
формуле:
Ей соответствует число Маха:
Удлинение крыла данного
самолёта достаточно велико (λ>4), и поэтому для нахождения теоретического
наибольшего значения коэффициента подъёмной силы можно применить формулу: