Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки

 

Расчет координат точек зависимости  производится по формуле

 

,                                    (63)

 

где значения  и  принимаются для соответствующих углов атаки из таблицы 10.

Для наглядности результат расчетов зависимости  также занесем в таблицу 10.

Графики зависимостей ,  и  построены на рисунке 9.

 

Таблица 13 –Зависимости аэродинамических сопротивления, подъемной силы и качества от угла атаки

 

alpha	Cya	Cxa	K
-2	0, 000	0, 0306	0, 00
-1	0, 073	0, 0308	2, 36
0	0, 145	0, 0305	4, 77
1	0, 218	0, 0309	7, 07
2	0, 291	0, 0321	9, 06
3	0, 364	0, 0347	10, 48
4	0, 436	0, 0389	11, 21
5	0, 509	0, 0452	11, 27
6	0, 582	0, 0537	10, 83
7	0, 654	0, 0651	10, 05
8	0, 727	0, 0797	9, 12
9	0, 800	0, 0979	8, 17
10	0, 872	0, 1200	7, 27
11	0, 945	0, 1465	6, 45
11, 5	0, 981	0, 1675	5, 86

Рисунок 9 – Зависимости аэродинамических сопротивления, подъемной силы и качества от угла атаки

Построение сквозных характеристик самолета

 

Используя данные, полученные в пунктах 4 и 6, построим зависимости сквозных характеристик самолета: , , :

 

Таблица 14 – Данные для построения зависимостей сквозных характеристик самолета от числа Маха

М	Сха0	В	Кmах
0, 15	0, 0261	0, 0043	17, 34
0, 5	0, 025	0, 0043	17, 39
0, 6	0, 0306	0, 0054	13, 05
0, 65	0, 0307	0, 0199	11, 99
0, 7	0, 0316	0, 0344	10, 9
0, 75	0, 0323	0, 0489	10, 03
0, 8	0, 038	0, 0634	8, 49
0, 85	0, 0484	0, 0779	6, 93

 

Рисунок 10 – Зависимость коэффициента минимального лобового сопротивления от числа Маха

Рисунок 11 – Зависимость производной коэффициента подъемной силы по углу атаки от числа Маха

 

 

Рисунок 12 – Зависимость отвала поляры от числа Маха

 

Рисунок 13 – Зависимость максимального качества от числа Маха

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

 

В данной курсовой работе было проведено исследование аэродинамических характеристик самолета. В качестве самолета-прототипа использован самолет BAe-146 STA. Чертеж этого самолета представлен в приложении А.

По заданным тактико-техническим данным произведен подбор профиля крыла и оперения, расчет докритической поляры на крейсерском режиме полета.

Рассчитана и построена взлетно-посадочная поляра для немеханизированного крыла.

Произведен расчет взлетно-посадочных характеристик самолета. В этом разделе произведен расчет и построен график зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на взлетно-посадочном режиме, подобрана механизация крыла, состоящая из однощелевого выдвижного закрылка с , , , рассчитаны и построены зависимости коэффициента подъемной силы механизированного крыла на взлете и посадке, без учета и с учетом влияния земли. Для наглядности все графики помещены на одном рисунке. Из этих графиков можно увидеть приращения коэффициента подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации и уменьшения максимального коэффициента подъемной силы в результате близости земли. Так же из этого рисунка можно увидеть изменение угла атаки, в результате действий тех или иных факторов. Кроме того, в этом разделе произведен расчет взлетной и посадочной поляры для механизированного крыла. Графики этих поляр представлены на одном рисунке с графиком взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла. Из этих графиков можно увидеть увеличение коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы на взлете и посадке в результате применения механизации крыла.

Рассчитана зависимость подъемной силы на режиме взлета для механизированного крыла и с учетом влияния земли. Из графика можно определить допустимый и критический углы атаки на взлете для рассчитываемого самолета. Кроме того, из графика можно определить максимальную и допустимую подъемные силы: ; . Также из графика видно, что допустимая подъемная сила больше силы тяжести при максимальной взлетной массе, это означает, что самолет сможет произвести взлет.

Рассчитаны полетные характеристики самолета – построены графические зависимости коэффициента подъемной силы, коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества от угла атаки. Также из данных зависимостей можно определить максимальное аэродинамическое качество, максимальный коэффициент подъемной силы и допустимый коэффициент подъемной силы при полете на крейсерском режиме: .

Для увеличения подъемной силы самолета рекомендую: увеличить площадь крыла, улучшить механизацию (использованная в курсовой работе проста в конструктивном смысле).

Для увеличения максимального аэродинамического качества крыла рекомендую: увеличить площадь крыла.

 

 

⇐ Предыдущая123456789

Поделиться: