Файл: Расчет аэродинамических характеристик самолета.docx


0	0,1160	1,5	0,1316	3	0,4450
0,1	0,1078	1,6	0,1432	3,1	0,4764
0,2	0,1009	1,7	0,1562	3,2	0,5092
0,3	0,0953	1,8	0,1704	–	–
0,4	0,0910	1,9	0,1860	–	–
0,5	0,0881	2	0,2029	–	–
0,6	0,0865	2,1	0,2212	–	–
0,7	0,0862	2,2	0,2408	–	–
0,8	0,0872	2,3	0,2617	–	–
0,9	0,0896	2,4	0,2839	–	–
1	0,0933	2,5	0,3074	–	–
1,1	0,0983	2,6	0,3323	–	–
1,2	0,1046	2,7	0,3585	–	–
1,3	0,1123	2,8	0,3860	–	–
1,4	0,1213	2,9	0,4148	–	–

Таблица 10 - Координаты точек посадочной поляры с учетом влияния земли


0	0,1024	1,5	0,1007
0,1	0,0985	1,6	0,1049
0,2	0,0951	1,7	0,1097
0,3	0,0922	1,8	0,1151
0,4	0,0899	1,9	0,1210
0,5	0,0882	2	0,1275
0,6	0,0870	2,1	0,1345
0,7	0,0863	2,2	0,1420
0,8	0,0862	2,3	0,1501
0,9	0,0866	2,4	0,1587
1	0,0876	2,5	0,1679
1,1	0,0891	2,6	0,1777
1,2	0,0912	2,7	0,1879
1,3	0,0938	2,8	0,1988
1,4	0,0970	2,9	0,2101

График взлетной поляры для механизированного крыла без учета влияния земли, поляры на режиме посадки для механизированного крыла без учета влияния земли и взлетно-посадочной поляра приведены на рисунке 4.

Рисунок 4 – Взлетно-посадочные поляры:

1 –

, без учета влияния земли;

2 –

, с учетом влияния земли;

3 –

, без учета влияния земли;

4 –

, с учетом влияния земли;

5 –

, без учета влияния земли;

6 –

, с учетом влияния земли.

8 ЗАВИСИМОСТЬ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ОТ УГЛА АТАКИ НА РЕЖИМЕ ВЗЛЕТА

Определим максимальный взлетный вес самолета:

,

где

– максимальная взлётная масса;

– ускорение свободного падения.

Уравнение зависимости подъемной силы от угла атаки имеет вид:

.

Значения

известны из предыдущих разделов. Плотность воздуха у поверхности Земли

согласно [2]. Из-за отсутствия данных о самолёте принимаем взлётную скорость

.

Тогда:

Построим график зависимости подъемной силы от угла атаки по координатам, приведенным в таблице 11. Проведем прямую, параллельную оси абсцисс, со значением, равным весу самолета в

. Значение угла атаки в точке пересечения графиков будет соответствовать углу атаки, при котором самолет оторвется от поверхности земли. Полученный график можно увидеть на рисунке 4.

Таблица 11 - Координаты точек зависимости подъемной силы от угла атаки


0	155864,6
1	166832,3
2	177800
3	188767,7
4	199735,4
5	210703,1
6	221670,8
7	232638,6
8	243606,3
9	254574
10	265541,7

Рисунок 5 – Зависимость изменения подъемной силы от угла атаки

На основе Рисунка 5 можно сделать вывод, что при взлётной скорости

самолёт взлетит при

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной курсовой работе было проведено исследование аэродинамических характеристик самолета Lockheed JetStar 2. Чертеж этого самолета представлен в Приложении (выдан преподавателем).

По заданным тактико-техническим данным были получены следующие характеристики самолета:

1) Для крейсерского режима полета

2) Для взлетно-посадочного режима без учета механизации

Подобрана механизация крыла, состоящая из однощелевого закрылка Фаулера. Относительная хорда закрылка , угол отклонения закрылка на взлете составляет , на посадке .
Для режима взлета с механизированным крылом и с учетом влияния земли , , .
Для режима посадки с механизированным крылом и с учетом влияния земли , , .
Угол атаки для взлета самолета .