Расчет поляры крыла с учетом удлинения
Лекции.Орг

Поиск:


Расчет поляры крыла с учетом удлинения




Коэффициент сопротивления рассчитывается по формуле:

Сх.мод(α) = Сх.проф.(α) + Сх.доб.х.инд.(Су(α))

Добавочное сопротивление составляет сопротивление фюзеляжа и сопротивление горизонтального и вертикального оперения. Площади оперения и крыла определим по чертежу.

Сх.доб. = (Сх.доб.ф. + Сх.доб.го. . + Сх.доб.во.)/ Sкр

Сх.доб.ф. = Sф·Сф = 0,00289м2·0,25 = 0,0007225;

Сх.доб.го. = Sоп·Соп = 0,05068м2·0,059 = 0,00299012;

Сх.доб.во. = Sоп·Соп = 0,00114м2·0,4 = 0,000456;

Сх.доб. = (0,0007225+0,00299012+0,000456)/0,288 = 0,014457

Индуктивное сопротивление находим из выражения:

Сх.инд.(Су(α))= Су(α)2/(π·λ) = 0,1133·Су(α)2

Рассчитаем поправку Δα для коэффициента подъемной силы:

Δα = Су(α)·57,3/(π·λ) = 6.4921·Су(α)

Строим в Excel зависимости Сх и Су с учетом удлинения крыла и добавочных сопротивлений:

Рис.7. График зависимости Сy(α) Рис.8. График зависимости Сx(α)

Рассчитаем зависимость положения центра давления от угла атаки в долях САХ:

Са(α) = Сm(α)/Су(α)

 

Рис.9. График зависимости Сa(α)

Нахождение центра масс и момента инерции ЛА

Разбиваем самолет на конструктивные элементы, прикидываем массу каждого элемента и находим координаты их центров масс (см. рис.2., ЦМ обозначены синим цветом). Данные сводим в таблицу, в которой указаны:

1) Объем элементов (S b l)

2) Плотность бальзы (ϒ)

3) Масса элементов самолета (m)

4) Координаты центра масс (Х и Y)

5) Расстояние ЦМ элементов от ЦМ самолёта (Х-Хс и Y-Yc)

 

  S l ϒ m X Y Х-Хс Y-Yc
Фюзеляж 0,001659717 1,27 0,199166074 89,79790595 -0,60555
  0,0008 0,22 0,02112        
Крыло 0,28835 0,025 0,032439375 -87,2020941 66,39445
                 
Стабил. 0,0628884 0,005 0,001257768 819,7979059 1,394446
                 
Верт.О 0,01445 0,01 0,01734 932,7979059 25,39445
  0,00465 0,005 0,00279 -28 939,7979059 -43,6056
Винт       0,05 -275,202094 -15,6056
Мотор       0,1 -230,202094 -15,6056

 

Центр масс самолета определяем по приведенной формуле

, где - масса i-ого тела, - радиус-вектор, определяющий положение тела, – масса тела.

Рассчитаем момент инерции самолета относительно центра масс:

, где - масса i-ого тела, – расстояние между ЦМ элементов и ЦМ самолёта

Определим расстояния от точек приложения сил до общего центра масс:

тяга винта: по оси Х – 0,259 м, по оси У – 0,02 м;

аэродинамические силы крыльев меняются с изменением центра давления (на САХ)

аэродинамические силы ГО: оси Х - 0,85 м, по оси У – 0,002 м;

 

 

Модель воздушного винта и центровка модели

Используем английский тип винта

диаметр винта: 0,184м

число лопастей: 2

число оборотов: 10500 об/мин = 175 об/с

Рассчитываем относительную поступь винта для режима полета:

 

 

Тяга винта определяется формулой:

, где α - коэффициент тяги винта.

Коэффициент тяги винта выбирается для каждого типа винта и угла установки лопастей. По характеристикам винта подбираем ближайший (в книге Кравеца) и оцифровываем для него график зависимости α(λ):

 

 

Рис.10. Зависимость тяги винта от коэффициента α.





Дата добавления: 2016-12-31; просмотров: 400 | Нарушение авторских прав | Изречения для студентов


Читайте также:

Рекомендуемый контект:


Поиск на сайте:



© 2015-2020 lektsii.org - Контакты - Последнее добавление

Ген: 0.004 с.