SPIS TREŚCI

Projekt I

• 1.Wybór samolotu

• 2.Układ aerodynamiczny

• 3.Dane techniczne

• 4.Rysunki samolotu

• 5.Literatura

Projekt II

• 1. Geometria Płata

• 2. Charakterystyka profilu płata NACA 23012

• 3. Charakterystyki płata

• 4.Współczynniki

Projekt III

• 1. Współczynniki oporu aerodynamicznego podzespołów samolotu

A. Kadłub

B. Usterzenie poziome

C. Usterzenie pionowe

3.1Współczynniki oporu aerodynamicznego podzespołów samolotu

A. Kadłub

c_f = 0, 003 (Wykres Z.67)

l_k = 4, 98m

l_nk = 2, 07m

S_k = 1, 68m²

$$V_{\infty} = 180\frac{\text{km}}{h} = 50\frac{m}{s}$$

ν = 1, 461 • 10⁻⁵m²/s

$$C_{\text{xk}} = c_{f} \bullet \eta_{k} \bullet \eta_{\text{nk}} \bullet \frac{S_{\text{ck}}}{S_{k}}$$

$$\Lambda_{k} = \frac{l_{k}}{\sqrt{\frac{4 \bullet S_{k}}{\pi}}} = \frac{4,98}{\sqrt{\frac{4 \bullet 1,68}{\pi}}} = 3,40$$

$$\Lambda_{\text{nk}} = \frac{l_{\text{nk}}}{\sqrt{\frac{4 \bullet S_{k}}{\pi}}} = \frac{2,07}{\sqrt{\frac{4 \bullet 1,8}{\pi}}} = 1,41$$

η_k=1,5 (Wykres Z.68)

η_nk = 1 (Wykres Z.69)

$$R_{\text{ek}} = \frac{V_{\infty} \bullet l_{k}}{\nu} = \frac{180 \bullet 4,98}{1,461 \bullet 10^{- 5}} = 61355236$$

$$a = \sqrt{k \bullet R \bullet T} = \sqrt{1,4 \bullet 287 \bullet 285,15} = 338,48\frac{m}{s}$$

$$Ma = \frac{V_{\infty}}{a} = \frac{50}{338,48} = 0,15$$

$$S_{\text{ck}} = 2,85 \bullet l_{k} \bullet \sqrt{S_{k}} = 2,85 \bullet 4,98 \bullet \sqrt{1,68} = 18,39$$

$$C_{\text{xk}} = c_{f} \bullet \eta_{k} \bullet \eta_{\text{nk}} \bullet \frac{S_{\text{ck}}}{S_{k}} = 0,003 \bullet 1,5 \bullet 1 \bullet \frac{18,39}{1,8} = 0,046$$

B. Usterzenie poziome

Cm_S.A = 0, 05

_S.C = 0, 28

_S.A = 0, 264

S_H = 4, 42m²

l_H = 2, 25m

S = 8, 3m²

C_a=1,4m

$$\left( \frac{V_{\infty}}{V_{H}} \right)^{2} = 0,85$$

$$C_{Z_{H}} = \frac{\text{Cm}_{\text{S.A}}}{K_{H}^{'}} + \frac{_{\text{S.C}} -_{\text{S.A}}}{K_{H}^{'}} \bullet C_{z}$$

$$K_{H}^{'} = \frac{S_{H} \bullet l_{H}}{S \bullet C_{a}} \bullet \left( \frac{V_{\infty}}{V_{H}} \right)^{2} = \frac{4,42 \bullet 2,25}{8,3 \bullet 1,4} \bullet 0,85 = 0,727$$

Dla C_z = −1, 10

$$C_{Z_{H}} = - \frac{0,05}{0,727} + \frac{0,28 - 0,264}{0,727} \bullet \left( - 1,10 \right) = - 0,045$$

(ΔC_xh)_min = 0, 006

ΔC_xszcz = 0, 005

b_H=1,95m

e_H = 0, 7

$$C_{X_{H}} = \left( \Delta C_{\text{xH}} \right)_{\min} + \Delta C_{\text{xszcz}} + \frac{C_{\text{zH}}^{2}}{\pi \bullet \Lambda eH}$$

$$\Lambda_{\text{eH}} = \frac{b_{H}^{2}}{S_{H}} \bullet e_{H} = \frac{{1,95}^{2}}{4,42} \bullet 0,7 = 0,60$$

Przykładowe obliczenie wsp.  C_XH dla C_ZH = −0, 506

$${C_{X}}_{H} = 0,006 + 0,005 + \frac{\left( - 0,506 \right)^{2}}{\pi \bullet 0,60} = 0,13$$

C. Usterzenie pionowe

profil NACA 0012

C_xv = (ΔC_xv∞)_min + ΔC_vszcz

(ΔC_xh)_min = 0, 006

ΔC_xszcz = 0, 005

C_xv = 0, 006 + 0, 005 = 0, 011

D. Inne elementy samolotu

L.p.	Podzespoły	Cxi	Si	Cxi • Si	Źródło danych
1	Kadłub	0,057	1,74	0,0992	-
2	Usterzenie pionowe	0,011	0,39	0,0043	-
3	Podwozie	0,42	0,17	0,0714	Rysunki Z.37-Z.55
5	Czasza półkulista	0,36	0,001	0,0003	Rysunki Z.37-Z.55
$$\sum_{i = 1}^{n}{C_{\text{xi}} \bullet S_{i}}$$	0,1752

3.2 Opory szkodliwe samolotu

$$\left( \text{Cx}_{\text{szk}}^{} \right)_{\min} = \frac{\sum_{i = 1}^{n}{C_{\text{xi}} \bullet S_{i}}}{S} = \frac{0,1752}{8,3} = 0,021$$

Współczynnik proporcjonalności zmiany oporów szkodliwych przyjmuję ζ = 4, 5

$$\text{Cx}_{\text{szk}}^{} = \left( \text{Cx}_{\text{szk}}^{} \right)_{\min} \bullet \left( 1 + \frac{\left| \text{Cz} \right|}{\zeta} \right) = 0,021 \bullet \left( 1 + \frac{\left| - 1,10 \right|}{4,5} \right) = 0,006$$

3.3 Współczynnik oporu kompletnego samolotu

K_interf = 0, 10

$$Cx = \left( \text{Cx}_{p}^{} + \text{Cx}_{\text{szk}}^{} + \frac{S_{H}}{S} \bullet \text{Cx}_{H} \right) \bullet \left( 1 + K_{\text{interf}} \right)$$

$$Cx = \left( 0,149 + 0,016 + \frac{4,42}{8,3} \bullet 0,013 \right) \bullet \left( 1 + 0,1 \right) = 0,189$$

3.4 Współczynnik siły nośnej kompletnego samolotu

$$C_{z}^{} = Cz + \frac{S_{H}}{S} \bullet \text{Cz}_{H}$$

$$C_{z}^{} = \left( - 1,10 \right) + \frac{4,42}{8,3} \bullet \left( - 0,093 \right) = - 1,149$$

3.5 Charakterystyki aerodynamiczne samolotu

$$K = \frac{C_{z}^{}}{\text{Cx}} = \frac{0,479}{0,029} = 16,3$$

$$E = \frac{{C_{z}^{}}^{3}}{\text{Cx}^{2}} = \frac{{0,479}^{3}}{{0,029}^{2}} = 126,3$$