реферат, рефераты скачать Информационно-образоательный портал
Рефераты, курсовые, дипломы, научные работы,
реферат, рефераты скачать
реферат, рефераты скачать
МЕНЮ|
реферат, рефераты скачать
поиск
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


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

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

Страницы: 1, 2



© 2003-2013
Рефераты бесплатно, рефераты литература, курсовые работы, реферат, доклады, рефераты медицина, рефераты на тему, сочинения, реферат бесплатно, рефераты авиация, курсовые, рефераты биология, большая бибилиотека рефератов, дипломы, научные работы, рефераты право, рефераты, рефераты скачать, рефераты психология, рефераты математика, рефераты кулинария, рефераты логистика, рефераты анатомия, рефераты маркетинг, рефераты релиния, рефераты социология, рефераты менеджемент.