Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"
Курсовой проект - Физика
Другие курсовые по предмету Физика
Содержание
Введение
1. Подготовка исходных данных
2. Расчёт и построение зависимостей cya(?) 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(?)
2.3 Расчёт и построение взлётных кривых cya(?)
2.4 Расчёт и построение посадочных кривых cya(?)
2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей cya(?)
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, параметрРазмерностьОбозначение, формулаЗначение12341. Крыло:1.1 Размах/ размах его консолейммl / lk = l - Dф7,70/6,771.2 Площадьм2S10,601.3 Хорда средняяммB = S / l1,381.4 Хорда центральнаяммb01,821.5 Хорда концеваяммbк0,891.6 Сужение в плане?b = b0 / bк2,041.7 Относительная толщина профиля центрального0,201.8 Относительная толщина профиля концевого0,121.9 Средняя относительная толщина профиля= (• ?b + ) / (?b + 1)0,171.10 Относительная координата максимальной толщины= / b
0,231.11 Стреловидность по линии
max-х толщинград.-1
1.12 Относительная кривизна профиля%1,51.13 Относительная координата кривизны профиля0,281.14 Угол закрутки концевого сеченияград.31.15 Угол атаки нулевой подъемной силыград.-2,771.16 Стреловидность по линии 1/4 хордград.1/4-6,9
1.17 Стреловидность по линии 1/2 хордград.1/2-3,81.18 Стреловидность по передней кромкеград.п.к+3,21.19 Удлинение крыла и консолей крыла геометрические? = l2/S и
?к= /(S-Sф)5,59
5,121.20 Относительная площадь крыла, занимаемая фюзеляжем= Sф/ S
0,1551.21 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами двигателей.г.д.= Sг.д./S
-1.22 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами шассиг.ш.= Sг.ш./S-1.23 Относительная площадь не участвующая в обтекании потоком
0,1551.24 Множительkэл11.25 Удлинение эффективное?эф = ? * К? /(1+)4,841.26 Производная подъемной силы по углу атаки1/град= 0,0771.27 Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный0,1861.28 Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадкемh1,222. Закрылок:2.1 Относительная хорда0,352.2 Размахмlзк5,142.3 Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками0,582.4 Угол отклонения при взлетеград.?вз202.5 Угол отклонения при посадкеград.?пос402.6 Хорда средняя крыла с выпущенными закрылкамимbср.зк1,202.7 Угол стреловидности по передней кромке закрылкаград.?зк.п-6,13. Предкрылок: отсутствует3.1 Относительная хорда-3.2 Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылками-4. Горизонтальное оперение (ГО)4.1 Хорда средняям= Sго / lго0,914.2 Относительная толщинамго0,144.3 Размах ГОмlго3,004.4 Площадь,относительная площадьм2 / 1Sго / го=Sго/ S2,73/0,264.5 Удлинение?го = /Sго3,304.6Стреловидность по линии хордград? 1/4го-0,34.7 Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжемго(ф) = Sго(ф) / Sго
0,0725. Вертикальное оперение (ВО)5.1Площадь,относительная площадьм2 ; 1Sво ; во = Sво / S1,29 ; 0,125.2 Размахмlво1,15.3 Хорда средняям= Sво / lво1,25.4 Относительная толщинамго0,076. Шайбы, пилоны, гребни и т.п. - отсутствуют6.1 Хорда средняя пилоновм= Sп / lп-6.2 Относительная толщина пилонап-6.3 Площадьм2Sп-7. Фюзеляж7.1 Длинамlф5,457.2 Площадь миделям20,837.3 Диаметр миделям1,027.4 Удлинение?ф = lф / 5,357.5 Длина носовой частимlн.ф1,207.6 Удлинение носовой части?н.ф = lн.ф / 1,187.7Отношение к площади крылаф.м = / S0,0787.8 Длина кормовой частимlк.ф2,037.9 Удлинение кормовой части?к.ф = lк.ф / 2,007.10 Площадь кормовой частим20,267.11 Сужение кормовой части?к.ф=/0,317.12 Угол возвышения кормовой частиград?к.ф~ 47.13 Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыламук+0,728. Гондола двигателя - нет9. Воздушный винт9.1 ДиаметрмDB1,859.2 Расстояние от плоскости винта до хорды крыла по оси двигателямхВ1,49.3 Площадь, ометаемая винтомм2SOM=?DB2/42,699.4 Относительная площадь крыла, обдуваемая винтомм2обд= Sобд/ S
0,19.5 Относительная площадь ГО, обдуваемая винтомм2ГО.обд= SГО.обд/ S0,1510. Общие данные10.1 Взлётная масса самолётакгm088010.2 Расчетная скорость полетакм/чV36510.3 Расчетная высота полетакмH2,510.4 Тип и количество двигателейn1 проп. дв.10.5 Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0даН
(кВт)Р0i
(N0i)220
(300 )10.6 Среднее за полет аэродина- мическое качество рассматриваемого самолетаК~12,810.7 Относительная масса топливат = mт / m00,2
2. Расчёт и построение зависимостей cya(?) для различных режимов полёта
2.1 Расчёт и построение зависимост?/p>