Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA" (150796)

Посмотреть архив целиком

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 + ) / b + 1)

0,17

1.10 Относительная координата максимальной толщины


= / b


0,23

1.11 Стреловидность по линии

max-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


Случайные файлы

Файл
73908.rtf
8878.rtf
5685-1.rtf
142254.rtf
8307.rtf




Чтобы не видеть здесь видео-рекламу достаточно стать зарегистрированным пользователем.
Чтобы не видеть никакую рекламу на сайте, нужно стать VIP-пользователем.
Это можно сделать совершенно бесплатно. Читайте подробности тут.