Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA (стр. 5 из 5)

Таблица 3.3.1

	-14,8	-11	-8	-5	-3	-1	1	4	7	9	12,45
	0	0,295	0,528	0,761	0,916	1,071	1,226	1,459	1,677	1,774	1,839
	0	0,000	0,000	0,001	0,001	0,002	0,003	0,006	0,012	0,017	0,040
	0	0,006	0,019	0,039	0,057	0,077	0,102	0,144	0,190	0,213	0,228
	0,180	0,186	0,199	0,220	0,238	0,260	0,285	0,330	0,382	0,410	0,448

Вычислим

для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).

Таблица 3.3.2

	-14,8	-12	-10	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6,44
	0	0,260	0,445	0,630	0,816	1,001	1,186	1,372	1,547	1,662	1,712
	0	0,000	0,000	0,001	0,001	0,002	0,004	0,007	0,011	0,018	0,040
	0	0,002	0,006	0,012	0,020	0,031	0,043	0,057	0,073	0,084	0,089
	0,180	0,182	0,186	0,193	0,202	0,213	0,227	0,244	0,264	0,283	0,309

Рисунок 4 — Вспомогательные, взлётные и посадочные зависимости с_уа(α) и поляры самолёта.

3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна а_Н=330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна ν_Н=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:

Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и с_уа сводим в таблицу:

Таблица 3.4

М	0,0		0,3		0,4		0,5		0,6
схо	0,025		0.028		0.027		0.027		0.027
суа	схi	сха	схi	сха	схi	сха	схi	сха	схi	сха
0,0	0	0,037	0	0,042	0	0,041	0	0,041	0	0,041
0,1	0,001	0.038	0,001	0.043	0,001	0.042	0,001	0.042	0,001	0.042
0,2	0,003	0,040	0,003	0,045	0,003	0,044	0,003	0,044	0,003	0,044
0,3	0,006	0.043	0,006	0.048	0,006	0.047	0,006	0.047	0,006	0.047
0,4	0.011	0.048	0.011	0.053	0.011	0.052	0.011	0.052	0.011	0.052
0,5	0.017	0.054	0.017	0.059	0.017	0.058	0.017	0.058	0.017	0.058
0,6	0.024	0.062	0.024	0.067	0.024	0.066	0.024	0.066	0.024	0.066
0,7	0.033	0.072	0.033	0.077	0.033	0.076	0.033	0.076	0.033	0.076
0,8	0.043	0.083	0.043	0.088	0.043	0.087	0.043	0.087	0.043	0.087
0,9	0.054	0,095	0.055	0,100	0.055	0,099	0.055	0,099	0.055	0,099
1,0	0.067	0.110	0.068	0.115	0.068	0.114	0.068	0.114	0.068	0.114
1,1	0.081	0.126	0.082	0.131	0.082	0.130	0.082	0.130	0.082	0.130
1,2	0.096	0.146	0.097	0.151	0.097	0.150	0.097	0.150	0.097	0.150
1,315	0.116	0.187	0.117	0.192	0.117	0.191	0.117	0.191	0.117	0.191

Рисунок 5 — Крейсерские поляры и зависимости суа (α).

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.