Тема: Аэродинамический расчёт спортивного самолёта T-30 Katana

**Admin** · 31.07.2012, 17:40

Аэродинамический расчёт спортивного самолёта T-30 Katana

Курсовая работа

Скачать

Цитата:

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

Цитата:

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.

Цитата:

3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна νН=1,79*10-5м2/с . Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 — 8, 11, 12) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесь вычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса, входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с . 9,10) В крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:

Цитата:

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта. - М.: Оборонгиз, 1957.
2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристики самолётов: Учебное пособие. - Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.
3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1976.