- •Кафедра аэрогидродинамики Расчет аэродинамических характеристик самолета
- •Самсонов е.Н.
- •Клементьев в.А.
- •Введение
- •Основные характеристики
- •4.7 Расчет координат докритической поляры
- •Расчет координат точек поляры для посадки без учета влияния земли
- •Расчет координат точек поляры взлета с учетом влияния земли
- •Расчет координат посадочной поляры с учетом влияния земли
- •Расчет сетки закритических поляр
- •Расчет волнового сопротивления крыла
- •7.7 Расчет координат взлетно-посадочной поляры
- •Расчет полетных характеристик
- •Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки
- •Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления
- •Построение зависимости аэродинамического качества
- •Расчет сквозных характеристик самолета
- •Построение зависимости минимального коэффициента
- •Построение зависимости отвала поляры от числа Маха
- •Построение зависимости максимального аэродинамического
- •10. Расчет зависимости подъемной силы от угла
-
Построение зависимости максимального аэродинамического
качества от числа Маха
Таблица 19 – Координаты точек кривой зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха
М |
0,16 |
0,625 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
0,95 |
k |
16,26 |
16,56 |
15,75 |
12,07 |
8,01 |
4,98 |
10. Расчет зависимости подъемной силы от угла
атаки на режиме взлета
Сya – из п. 5.1.3
Vв-п=56 (м/с) - скорость взлета
Ya=0 при [рис. ]
При Сya=0,87
(кН)
(кН)
(кН)
Заключение
В результате проделанных расчетов были рассчитаны основные аэродинамические характеристики самолета Citation II.
По заданным тактико-техническим данным произведен подбор профиля крыла и оперения, расчет докритической поляры на крейсерском режиме полета, которая показала, что максимальный коэффициент лобового сопротивления на крейсерском режиме
соответствует значению коэффициента подъемной силы .
Рассчитаны взлетно-посадочные характеристики и поляры для немеханизированного а также для механизированного крыла с учетом и без учета влияния Земли.
По поляре взлета с учетом влияния Земли определен максимальный коэффициент подъемной силы для этого режима (), с помощью которого определена располагаемая подъемная сила ( Н). Это доказывает, что самолет взлетает, так как, согласно тактико-техническим данным, максимальный взлетный вес составляет 58860 Н.
Рассчитана сетка закритических поляр для скоростей, соответствующих числам Маха М=0,7;0,8;0,9;0,95.
Рассчитаны зависимости качества, коэффициента подъемной силы и коэффициента лобового сопротивления от угла атаки. Из зависимости качества от угла атаки определено максимальное качество , соответствующее наивыгоднейшему углу атаки .
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
1. Интернет http://www.airwar.ru
2. Фролов В.А. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов. Методическое пособие. – Самара 2000. – 41 с.
3. Головин В.М. Филиппов Г.В. Шахов В.Г. Расчет поляр и подбор винта к самолету. Учебное пособие. – Самара 1992. – 68 с.