Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"
Курсовой проект - Физика
Другие курсовые по предмету Физика
;
11) Без учёта экрана земли коэффициент отвала поляры рассчитывается по тем же формулам и имеет то же численное значение, что и при расчёте вспомогательной поляры (раздел 3.1, пункт 11): . С учётом экранного эффекта коэффициент отвала поляры ищется по формулам:
Итак, коэффициент индуктивного сопротивления без учёта и с учётом экранного эффекта ищется по формулам:
12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):
13) Выпущенные на 20О при взлёте закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:
где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):
Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.1. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 7).
Таблица 3.2.1
-9,67-6-3036810121415,0700,2850,5180,7500,9831,2181,3710,9911,5151,6621,66900,0000,0000,0010,0020,0050,0070,0050,0120,0270,03900,0050,0180,0380,0650,1000,1270,0670,1550,1870,1880,1110,1160,1290,1500,1790,2150,2450,1120,2780,3250,339
Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.2. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 8).
Таблица 3.2.2
-9,67-8-6-4-2024689,6200,1550,3400,5250,7110,8961,0811,2671,4331,5301,49100,0000,0000,0000,0010,0020,0040,0070,0130,0210,03900,0010,0040,0080,0150,0240,0360,0490,0630,0710,0740,1110,1120,1150,1200,1280,1380,1510,1670,1870,2040,224
3.3 Расчёт и построение посадочных поляр
1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 40О, высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 10) При посадке двигатель работает на очень слабом или холостом ходу, и поэтому вкладом обдувки от воздушного винта в сопротивление можно пренебречь. Поэтому все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 10 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и в посадочном режиме. В итоге:
11) Индуктивное сопротивление и с учётом, и без учёта экранного эффекта задается одними и теми же формулами в посадочном и во взлётном (раздел 3.2, пункт 11) режимах.
12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):
13) Выпущенные на 40О при посадке закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:
где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков. Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):
Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.1. По данным этой таблицы строятся посадочные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 9).
Таблица 3.3.1
-14,8-11-8-5-3-1147912,4500,2950,5280,7610,9161,0711,2261,4591,6771,7741,83900,0000,0000,0010,0010,0020,0030,0060,0120,0170,04000,0060,0190,0390,0570,0770,1020,1440,1900,2130,2280,1800,1860,1990,2200,2380,2600,2850,3300,3820,4100,448
Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).
Таблица 3.3.2
-14,8-12-10-8-6-4-20246,4400,2600,4450,6300,8161,0011,1861,3721,5471,6621,71200,0000,0000,0010,0010,0020,0040,0070,0110,0180,04000,0020,0060,0120,0200,0310,0430,0570,0730,0840,0890,1800,1820,1860,1930,2020,2130,2270,2440,2640,2830,309
Рисунок 4 Вспомогательные, взлётные и посадочные зависимости суа(?) и поляры самолёта.
3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр
1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна ?Н=1,79*10-5м2/с . Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 8, 11, 12) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесь вычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса, входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с . 9,10) В крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:
Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и суа сводим в таблицу:
Таблица 3.4
М0,00,30,40,50,6схо0,0250.0280.0270.0270.027суасхiсхасхiсхасхiсхасхiсхасхiсха0,000,03700,04200,04100,04100,0410,10,0010.0380,0010.0430,0010.0420,0010.0420,0010.0420,20,0030,0400,0030,0450,0030,0440,0030,0440,0030,0440,30,0060.0430,0060.0480,0060.0470,0060.0470,0060.0470,40.0110.0480.0110.0530.0110.0520.0110.0520.0110.0520,50.0170.0540.0170.0590.0170.0580.0170.0580.0170.0580,60.0240.0620.0240.0670.0240.0660.0240.0660.0240.0660,70.0330.0720.0330.0770.0330.0760.0330.0760.0330.0760,80.0430.0830.0430.0880.0430.0870.0430.0870.0430.0870,90.0540,0950.0550,1000.0550,0990.0550,0990.0550,0991,00.0670.1100.0680.1150.0680.1140.0680.1140.0680.1141,10.0810.1260.0820.1310.0820.1300.0820.1300.0820.1301,20.0960.1460.0970.1510.0970.1500.0970.1500.0970.1501,3150.1160.1870.1170.1920.1170.1910.1170.1910.1170.191
Рисунок 5 Крейсерские поляры и зависимости суа (?).
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта. - М.: Оборонгиз, 1957.
2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристики самолётов: Учебное пособие. - Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.
3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1976.