Расчет основных геометрических и аэродинамических параметров легкого одномоторного спортивного самолета "T-30 Katana"; построение зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки и поляры для взлетного, крейсерского и посадочного режимов полёта.
Аннотация к работе
В данной работе рассматривается легкий спортивный самолет «T-30 Katana», представляющий собой одноместный одномоторный свободнонесущий среднеплан с закрытой кабиной и неубирающимся шасси.В эту же таблицу заносим основные летно-технические характеристики самолета. Далее на основании имеющихся данных вычисляются прочие необходимые геометрические характеристики и также включаются в таблицу вместе с формулами, по которым они были вычислены. 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 4.7 Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем го(ф) = Sго(ф) / Sго 0,072Эта зависимость строится для полета на нулевой высоте при отсутствии экранного эффекта с убранными средствами механизации крыла на минимальной скорости полета, которая находится по следующей формуле: Ей соответствует число Маха: Удлинение крыла данного самолета достаточно велико (?>4), и поэтому для нахождения теоретического наибольшего значения коэффициента подъемной силы можно применить формулу: Определяем три точки для построения графика суа(?): И строим по этим трем точкам график зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки, аппроксимируя ее параболой в области больших углов атаки (рисунок 3 и рисунок 4, кривая 1). 1) Во взлетном режиме закрылки выпущены под углом: Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков , по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъемной силы изза выпущенных закрылков: То есть на взлете этот угол равняется: Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъемной силы изза выпущенных закрылков по формуле: где - величина определяемая типом механизации крыла. Теперь можно вычислить максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации без учета экранного эффекта земли: Исходя из найденных значений и неизменившейся величины , строим по аналогии со вспомогательной зависимостью суа(?) из пункта 2.2 взлетную кривую суа(?) без учета экрана земли (рисунок 4, кривая 2). 2) Учтем теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъемной силы: А максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации с учетом экранного эффекта земли равно: Находим фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние земли: Тогда производная коэффициента подъемной силы по углу атаки с учетом экранного эффекта равна: Используя найденные значения , строим взлетную кривую суа(?) с учетом влияния земли (рисунок 4, кривая 3). Тогда максимальное значение коэффициента подъемной силы во взлетной конфигурации без учета экранного эффекта земли равно: Исходя из найденных значений и неизменившейся величины , строим посадочную кривую суа(?) без учета экрана земли (рисунок 4, кривая 4).2) Учтем теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъемной силы: А максимальное значение коэффициента подъемной силы в посадочной конфигурации с учетом экранного эффекта земли равно: Используя найденные значения , строим посадочную кривую суа(?) с учетом влияния земли (рисунок 4, кривая 5).2) Для нахождения профильного сопротивления фюзеляжа, сначала вычислим его число Рейносльдса: Поскольку воздушный винт находится спереди, то весь фюзеляж обдувается турбулентным потоком, т.е. Коэффициент сопротивления одной стороны плоской пластины в таком потоке при заданном числе Рейнольдса Re равен: Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так: Профильное сопротивления фюзеляжа как тела вращения определяют по формуле: Далее учитываются конструктивные особенности фюзеляжа путем определения приращения коэффициента профильного сопротивления:а) изза сужения кормовой части: ; Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так: Коэффициент профильного сопротивления крыла находится так: и равен для М=Mmin и Н=0. Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так: Коэффициент профильного сопротивления стабилизатора находится так: и равен для М=Mmin и Н=0. 5) Для расчета профильного сопротивления киля найдем сначала его число Рейнольдса: Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так: Коэффициент профильного сопротивления киля находится так: и равен для М=Mmin и Н=0.2 - 8) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 - 8 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлетном режиме.9) Для учета вклада обдувки самолета винтом в лобовое сопротивление найдем коэффициент нагрузки винта по тяге во взлетном режиме: При этом коэффициенты торможения потока для крыла, киля и стабилизатора рав
План
Содержание
Введение
1. Подготовка исходных данных
2. Расчет и построение зависимостей cya(?) для различных режимов полета
2.1 Расчет и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъемной силы Мкр(суа)
2.2 Расчет и построение вспомогательной зависимости cya(?)
2.3 Расчет и построение взлетных кривых cya(?)
2.4 Расчет и построение посадочных кривых cya(?)
2.5 Расчет и построение крейсерских зависимостей cya(?)
3. Расчет и построение поляр самолета
3.1 Расчет и построение вспомогательной поляры
3.2 Расчет и построение взлетных поляр
3.3 Расчет и построение посадочных поляр
3.4 Расчет и построение крейсерских поляр
Библиографический список
Введение
В данной работе рассматривается легкий спортивный самолет «T-30 Katana», представляющий собой одноместный одномоторный свободнонесущий среднеплан с закрытой кабиной и неубирающимся шасси. Вычисляются основные геометрические и аэродинамические параметры этого самолета, на основании которых строятся теоретические зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки и от коэффициента сопротивления (поляры) для взлетного, крейсерского и посадочного режимов полета.