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 |
|
