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 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. ............