Смекни!
smekni.com

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA (стр. 5 из 5)

Таблица 3.3.1

-14,8 -11 -8 -5 -3 -1 1 4 7 9 12,45
0 0,295 0,528 0,761 0,916 1,071 1,226 1,459 1,677 1,774 1,839
0 0,000 0,000 0,001 0,001 0,002 0,003 0,006 0,012 0,017 0,040
0 0,006 0,019 0,039 0,057 0,077 0,102 0,144 0,190 0,213 0,228
0,180 0,186 0,199 0,220 0,238 0,260 0,285 0,330 0,382 0,410 0,448

Вычислим

для нескольких значений угла атаки от
до
и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).

Таблица 3.3.2

-14,8 -12 -10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6,44
0 0,260 0,445 0,630 0,816 1,001 1,186 1,372 1,547 1,662 1,712
0 0,000 0,000 0,001 0,001 0,002 0,004 0,007 0,011 0,018 0,040
0 0,002 0,006 0,012 0,020 0,031 0,043 0,057 0,073 0,084 0,089
0,180 0,182 0,186 0,193 0,202 0,213 0,227 0,244 0,264 0,283 0,309

Рисунок 4 — Вспомогательные, взлётные и посадочные зависимости суа(α) и поляры самолёта.

3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна νН=1,79*10-5м2/с . Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 — 8, 11, 12) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесь вычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса, входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с . 9,10) В крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:


Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и суа сводим в таблицу:

Таблица 3.4

М 0,0 0,3 0,4 0,5 0,6
схо 0,025 0.028 0.027 0.027 0.027
суа схi сха схi сха схi сха схi сха схi сха
0,0 0 0,037 0 0,042 0 0,041 0 0,041 0 0,041
0,1 0,001 0.038 0,001 0.043 0,001 0.042 0,001 0.042 0,001 0.042
0,2 0,003 0,040 0,003 0,045 0,003 0,044 0,003 0,044 0,003 0,044
0,3 0,006 0.043 0,006 0.048 0,006 0.047 0,006 0.047 0,006 0.047
0,4 0.011 0.048 0.011 0.053 0.011 0.052 0.011 0.052 0.011 0.052
0,5 0.017 0.054 0.017 0.059 0.017 0.058 0.017 0.058 0.017 0.058
0,6 0.024 0.062 0.024 0.067 0.024 0.066 0.024 0.066 0.024 0.066
0,7 0.033 0.072 0.033 0.077 0.033 0.076 0.033 0.076 0.033 0.076
0,8 0.043 0.083 0.043 0.088 0.043 0.087 0.043 0.087 0.043 0.087
0,9 0.054 0,095 0.055 0,100 0.055 0,099 0.055 0,099 0.055 0,099
1,0 0.067 0.110 0.068 0.115 0.068 0.114 0.068 0.114 0.068 0.114
1,1 0.081 0.126 0.082 0.131 0.082 0.130 0.082 0.130 0.082 0.130
1,2 0.096 0.146 0.097 0.151 0.097 0.150 0.097 0.150 0.097 0.150
1,315 0.116 0.187 0.117 0.192 0.117 0.191 0.117 0.191 0.117 0.191

Рисунок 5 — Крейсерские поляры и зависимости суа (α).

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта. - М.: Оборонгиз, 1957.

2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристики самолётов: Учебное пособие. - Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.

3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1976.