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.
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
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
|
|
|
|
|
|
Страницы: 1, 2, 3
|
Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"
Наверх