Курсовая работа: Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA

Содержание

Введение

1. Подготовка исходных данных

2. Расчёт и построение зависимостей c_ya (α) для различных режимов полёта

2.1 Расчёт и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы М_кр (с_уа )

2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости c_ya (α)

2.3 Расчёт и построение взлётных кривых c_ya (α)

2.4 Расчёт и построение посадочных кривых c_ya (α)

2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей c_ya (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 =πDB 2 /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 c_ya (α) для различных режимов полёта

2.1 Расчёт и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы М_кр (с_уа )

Эта зависимость задаётся формулой:

Рисунок 2 — Зависимость критического числа Маха от режима полёта

2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости с_уа (α)

Эта зависимость строится для полёта на нулевой высоте при отсутствии экранного эффекта с убранными средствами механизации крыла на минимальной скорости полёта, которая находится по следующей формуле:

--> ЧИТАТЬ ПОЛНОСТЬЮ <--