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 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 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