1. Подготовка исходных данных Расчёт и построение зависимостей c

• Название: 1. Подготовка исходных данных Расчёт и построение зависимостей c
• Дата: 22.09.2022
• Размер: 441.06 Kb.
• Имя файла: kazedu_160699.docx
• Тип: Реферат; #691250
• страница: 1 из 3

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=πDB2/4		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