Xreferat.com » Рефераты по физике » Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

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 0,89
1.6 Сужение в плане
ηb = b0 / bк 2,04
1.7 Относительная толщина профиля центрального

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,20
1.8 Относительная толщина профиля концевого

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,12
1.9 Средняя относительная толщина профиля

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"= (Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"∙ ηb + Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA") / (ηb + 1)

0,17
1.10 Относительная координата максимальной толщины

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"= Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA" / b


0,23

1.11 Стреловидность по линии

max-х толщин

град.

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

-1


1.12 Относительная кривизна профиля %

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

1,5
1.13 Относительная координата кривизны профиля

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,28
1.14 Угол закрутки концевого сечения град.

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

3
1.15 Угол атаки нулевой подъемной силы град.

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

-2,77
1.16 Стреловидность по линии 1/4 хорд град.

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"1/4

-6,9


1.17 Стреловидность по линии 1/2 хорд град.

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"1/2

-3,8
1.18 Стреловидность по передней кромке град.

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"п.к

+3,2
1.19 Удлинение крыла и консолей крыла геометрические

λ = l2/S и

λк= Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"/(S-Sф)

5,59

5,12

1.20 Относительная площадь крыла, занимаемая фюзеляжем

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"= Sф/ S


0,155
1.21 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами двигателей.

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"г.д.= Sг.д./S


-
1.22 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами шасси

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"г.ш.= Sг.ш./S

-
1.23 Относительная площадь не участвующая в обтекании потоком

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


0,155
1.24 Множитель
kэл 1
1.25 Удлинение эффективное

λэф = λ * Кχ /(1+Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA")

4,84
1.26 Производная подъемной силы по углу атаки 1/град

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"= Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,077
1.27 Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,186
1.28 Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке м h 1,22

2. Закрылок:

2.1 Относительная хорда

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,35
2.2 Размах м lзк 5,14
2.3 Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

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

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

-
3.2 Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылками

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

-

4. Горизонтальное оперение (ГО)

4.1 Хорда средняя м

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"= Sго / lго

0,91
4.2 Относительная толщина м

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"го

0,14
4.3 Размах ГО м lго 3,00
4.4 Площадь,относительная площадь м2 / 1

Sго / Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"го=Sго/ S

2,73/0,26
4.5 Удлинение

λго = Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"/Sго

3,30
4.6Стреловидность по линии ј хорд град χ 1/4го -0,3
4.7 Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"го(ф) = Sго(ф) / Sго


0,072

5. Вертикальное оперение (ВО)

5.1Площадь,относительная площадь м2 ; 1

Sво ; Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"во = Sво / S

1,29 ; 0,12
5.2 Размах м lво 1,1
5.3 Хорда средняя м

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"= Sво / lво

1,2
5.4 Относительная толщина м

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"го

0,07

6. Шайбы, пилоны, гребни и т.п. - отсутствуют

6.1 Хорда средняя пилонов м

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"= Sп / lп

-
6.2 Относительная толщина пилона

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"п

-
6.3 Площадь м2 Sп -

7. Фюзеляж

7.1 Длина м 5,45
7.2 Площадь миделя м2

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,83
7.3 Диаметр миделя м

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

1,02
7.4 Удлинение

λф = lф / Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

5,35
7.5 Длина носовой части м lн.ф 1,20
7.6 Удлинение носовой части

λн.ф = lн.ф / Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

1,18

7.7ОтношениеРасчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA" к площади крыла


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"ф.м = Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA" / S

0,078
7.8 Длина кормовой части м lк.ф 2,03
7.9 Удлинение кормовой части

λк.ф = lк.ф / Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

2,00
7.10 Площадь кормовой части м2

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,26
7.11 Сужение кормовой части

ηк.ф=Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"/Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

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 ј хорды крыла по оси двигателя м хВ 1,4
9.3 Площадь, ометаемая винтом м2 SOM=πDB2/4 2,69
9.4 Относительная площадь крыла, обдуваемая винтом м2

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"обд= Sобд/ S


0,1
9.5 Относительная площадь ГО, обдуваемая винтом м2

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"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

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"т = mт / m0

0,2

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)


Эта зависимость задаётся формулой:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

Рисунок 2 — Зависимость критического числа Маха от режима полёта


2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости суа(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:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Ей соответствует число Маха:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Удлинение крыла данного самолёта достаточно велико (λ>4), и поэтому для нахождения теоретического наибольшего значения коэффициента подъёмной силы можно применить формулу:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Определяем три точки для построения графика суа(α):


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


И строим по этим трём точкам график зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, аппроксимируя её параболой в области больших углов атаки (рисунок 3 и рисунок 4, кривая 1).

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

Рисунок 3 — Вспомогательная зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.


2.3 Расчёт и построение взлётных кривых суа(α)


1) Во взлётном режиме закрылки выпущены под углом:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA", по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


То есть на взлёте этот угол равняется:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

где Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"- величина определяемая типом механизации крыла. Данный самолёт оснащён простым безщелевым отклоняемым закрылком, для которого Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA". Для учёта влияния обдувки крыла винтом на подъёмную силу найдём сначала коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Зная данную величину, а также относительную площадь крыла, обдуваемую винтом, Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA", по справочным данным определяем изменение максимального значения коэффициента подъёмной силы за счёт обдувки крыла винтом: Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA".

Теперь можно вычислить максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Исходя из найденных значений Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA" и неизменившейся величины Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA", строим по аналогии со вспомогательной зависимостью суа(α) из пункта 2.2 взлётную кривую суа(α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 2).

2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

А максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Находим фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние земли:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Тогда производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки с учётом экранного эффекта равна:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Используя найденные значения Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA" , строим взлётную кривую суа(α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 3).


2.4 Расчёт и построение посадочных кривых суа(α)


1) Во время посадки закрылки выпущены под углом:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA", по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


То есть на посадке этот угол равняется:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA".


На посадке винт не влияет на подъёмную силу крыла. Тогда максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли равно:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Исходя из найденных значений Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA" и неизменившейся величины Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA", строим посадочную кривую суа(α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 4).2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


А максимальное значение коэффициента подъёмной силы в посадочной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Используя найденные значения Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA", строим посадочную кривую суа(α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 5).


2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей cya(α)


Высота полёта расчётная Н=2500 м, скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с . Скорость полёта расчётная V=101,4 м/с , при этом число Маха равно:


Мрасч=V/аН=0,31.


Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. При этом для различных чисел Маха зависимость cya(α) задаётся формулой:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Сводим в таблицу 2 параметры этой зависимости для нескольких чисел Маха.


Таблица 2.

М 0,00 Мрасч=0,31 0,40 0,50 0,60

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,078 0,082 0,085 0,090 0,097

Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"

0,603 0,634 0,658 0,696 0,754

И по этим данным строим крейсерские зависимости cya(α) (рисунок 5).

3. Расчёт и построение поляр самолёта


3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры


1) При построении данной поляры принимают, что закрылки убраны, высота полёта нулевая, экранный эффект отсутствует, скорость полёта минимальна (М=Мmin).

2) Для нахождения профильного сопротивления фюзеляжа, сначала вычислим его число Рейносльдса:


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"


Поскольку воздушный винт находится спереди, то весь фюзеляж обдувается турбулентным потоком,

Если Вам нужна помощь с академической работой (курсовая, контрольная, диплом, реферат и т.д.), обратитесь к нашим специалистам. Более 90000 специалистов готовы Вам помочь.
Бесплатные корректировки и доработки. Бесплатная оценка стоимости работы.

Поможем написать работу на аналогичную тему

Получить выполненную работу или консультацию специалиста по вашему учебному проекту

Похожие рефераты: