Смекни!
smekni.com

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA (стр. 1 из 5)

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 Мкруа)

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.

Таблица 1.

Элемент самолета, параметр Размерность Обозначение, формула Значение
1 2 3 4
1. Крыло:
1.1 Размах/ размах его консолей мм l/ lk= l- Dф 7,70/6,77
1.2 Площадь м2 S 10,60
1.3 Хорда средняя мм B= S/ l 1,38
1.4 Хорда центральная мм b0 1,82
1.5 Хорда концевая мм bк 0,89
1.6 Сужение в плане ηb= b0 / bк 2,04
1.7 Относительная толщина профиля центрального
0,20
1.8 Относительная толщина профиля концевого
0,12
1.9 Средняя относительная толщина профиля
= (
∙ ηb+
) / (ηb+ 1)
0,17
1.10 Относительная координата максимальной толщины

=
/ b
0,23
1.11 Стреловидность по линииmax-х толщин град.

-1

1.12 Относительная кривизна профиля %
1,5
1.13 Относительная координата кривизны профиля
0,28
1.14 Угол закрутки концевого сечения град.
3
1.15 Угол атаки нулевой подъемной силы град.
-2,77
1.16 Стреловидность по линии 1/4 хорд град.
1/4

-6,9

1.17 Стреловидность по линии 1/2 хорд град.
1/2
-3,8
1.18 Стреловидность по передней кромке град.
п.к
+3,2
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