 |
Построение зависимости минимального коэффициента лобового сопротивления от числа Маха
|
|
|
|
Координаты кривой выбираются из предыдущих разделов курсового проекта для каждого числа Маха, и сводится в общую таблицу:
Таблица 19 - Координаты зависимости минимального коэффициента лобового сопротивления от числа Маха
| Число Маха | Мв-п | М закрит | |||
| 0,22 | 0,70 | 0,75 | 0,80 | 0,85 | |
| Сха0 | 0,028 | 0,033 | 0,034 | 0,039 | 0,072 |
Рисунок 11 - Зависимость минимального коэффициент сопротивления от числа Маха
Построение зависимости отвала поляры от числа Маха
Значения В для соответствующего числа Маха выбираются из предыдущих разделов для значения 
Для числа Маха взлётно-посадочного режима полёта отвал поляры определяется по упрощенной
Координаты зависимости 
сводятся в таблицу 20.
Таблица 20 - Координаты зависимости отвала поляры от числа Маха
| Число Маха | Мв-п | М закрит | |||
| 0,22 | 0,70 | 0,75 | 0,80 | 0,85 | |
| B | 0,0395 | 0,0725 | 0,0745 | 0,0785 | 0,1115 |
Рисунок 12 - Зависимость отвала поляры от числа Маха
Построение зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха
Расчёт максимального аэродинамического качества ведется для соответствующего числа Маха полета по формуле:
Результаты расчёта сводится в таблицу 21.
Таблица 21 - Зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха
| Число Маха | Мв-п | М закрит | |||
| 0,22 | 0,70 | 0,75 | 0,80 | 0,85 | |
| K | 19,268 | 10,222 | 9,935 | 9,037 | 5,580 |
Рисунок 13 - Зависимость максимального аэродинамического качества от числа Маха
Зависимость подъёмной силы от угла атаки на режиме взлёта
В этом разделе построим график зависимости подъёмной силы от угла атаки для механизированного крыла на взлётном режиме с учётом влияния земли.
Формула для расчёта подъёмной силы имеет вид:
где 
- максимальный коэффициент подъёмной силы для механизированного крыла на взлётом режиме с учётом влияния земли. Тогда:
|
|
|
Линейный участок строится до значения 
Рисунок 14 - Зависимость подъёмной силы от угла атаки
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В данной курсовой работе было проведено исследование и определение аэродинамических характеристик прототипа самолёта A320P при следующих режимах:
a) При взлёте:
§ Максимальный коэффициент подъёмной силы с выпущенными механизацией и предкрылками 
§ Максимальный коэффициент подъёмной силы вдали от Земли 
§ Критический угол атаки механизированного крыла с учётом влияния Земли 
§ Критический угол атаки механизированного крыла без учёта влияния Земли 
§ Максимальное аэродинамическое качество 
§ Пассивное сопротивление самолёта 
b) При крейсерском режиме полёта 
:
§ Пассивное сопротивление самолёта 
§ Максимальный коэффициент подъёмной силы 
§ Максимальное аэродинамическое качество 
.
§ Критическое число Маха самолёта 
c) При посадке:
§ Максимальный коэффициент подъёмной силы с выпущенными механизацией и предкрылками 
§ Пассивное сопротивление самолёта 
§ Максимальный коэффициент подъёмной силы вдали от Земли 
§ Критический угол атаки механизированного крыла с учётом влияния Земли 
§ Критический угол атаки механизированного крыла без учёта влияния Земли 
Кроме того, были рассчитаны и построены зависимости коэффициента подъёмной силы, механизированного крыла при взлёте и посадке, без учёта и с учётом влияния Земли.
На графиках можно увидеть приращения коэффициента подъёмной силы в результате применения механизации и уменьшения максимального коэффициента подъёмной силы в результате близости Земли.
В этом проекте также были рассчитаны полётные характеристики самолёта, построены графические зависимости коэффициента подъёмной силы, коэффициент лобового сопротивления и аэродинамического качества от угла атаки.
|
|
|
Мы пришли к заключению, что прототип совершает взлёт, так как значение подъёмной силы достаточно, чтобы превышать силу тяжести самолёта до момента достижения предельного угла атаки и её максимальное значение 
.
Дальнейшие исследования могут быть направлены на улучшение аэродинамических характеристик данного летательного аппарата с помощью следующих вариантов:
a) Увеличение подъёмную силу при увеличении площади крыла самолёта.
Так как отношение между подъёмной силой и площадью прямо пропорциональное, то при увеличения площади крыла самолёта также увеличивается подъёмную силу
b) Применение композитных материалов для уменьшения веса самолёта.
c) Применение трех щелевых закрылок для увеличения подъемной силы при взлете и посадке.
|
|
|
