Projekt nr 2

Charakterystyki nośne samolotu

Łukasz Krawczyk

III MDL SILNIKI C1

29-11-2010

Celem projektu było wyznaczenie biegunowej płata oraz samolotu bez usterzenia (po aproksymacji biegunowej skrzydła).

• Biegunowa profilu:

Z wykresu odczytujemy wartość maksymalną współczynnika siły nośnej:

C_Zmax^prof = 1, 7

Obliczamy wartość współczynnika a₀ ze wzoru:

$$a_{0} = \frac{dC_{Z}^{\text{prof}}}{\text{dα}} = 2\pi = 6,28$$

Z wykresu odczytujemy wartość kąta natarcia dla której współczynnik siły nośnej równy jest 0:

α₀ = 3

Zakładamy wartość przesunięcia kąta krytycznego:

α_kr = 2

Obliczamy wartość kata krytycznego dla liniowej biegunowej ze wzoru:

$$\alpha_{\text{kr}}^{\text{pro}f^{'}} = \frac{C_{\text{Zmax}}}{a_{0}} + \alpha_{0} + \alpha_{\text{kr}} = 0,252\left\lbrack \text{rad} \right\rbrack = 14,5$$

Odczytujemy z wykresu wartość maksymalną do której następuje liniowy wzrost współczynnika siła nośnej:

C_Zl^prof = 1, 4

Obliczamy względną wartość maksymalną do której następuje liniowy wzrost współczynnika siły nośnej:

$$C_{\text{Zl}}^{prof -} = \frac{C_{\text{Zl}}^{\text{prof}}}{C_{\text{Zmax}}^{\text{prof}}} = 0,82$$

Obliczamy minimalną wartość współczynnika siły nośnej ze wzoru:

C_Zmin^prof = −0, 8C_Zmax^prof = −1, 36

• Biegunowa samolotu bez usterzenia:

Przeprowadzając aproksymację założyliśmy, że współczynnik siły nośnej samolotu bez usterzenia równy jest współczynnikowi siły nośnej skrzydła.

C_Z^b.u. = C_Z^skrz

Z danych technicznych samolotu odczytujemy następujące wartości:

1. wydłużenie geometryczne płata: Λ=7,5

2. zbieżność skrzydła: τ=1

3. χ_0,25=0

4. k_τ dla τ=1wynosi 0,95

Obliczamy maksymalną wartość współczynnika siły nośnej dla skrzydła:

C_Zmax^skrz = 0, 5C_Zmax^prof * k_τ(1+cosχ_0, 25) = 1, 615

Obliczamy wartość współczynnika p ze wzoru:

$$p = 0,5\left( \frac{1}{\cos\chi_{0}} + \frac{1}{\cos\chi_{1}} \right) + \frac{2\tau}{\Lambda\left( \tau + 1 \right)} = 1,133$$

Obliczamy wartość współczynnika a_skrz ze wzoru:

$$a_{\text{skrz}} = a_{0}\frac{\Lambda}{p\Lambda + 2} = 4,487\lbrack\frac{1}{\text{rad}}\rbrack$$

Obliczamy wartość krytyczną kąta natarcia dla liniowej biegunowej:

$$\alpha_{\text{kr}}^{\text{skr}z^{'}} = \frac{C_{\text{Zmax}}^{\text{skrz}}}{a_{\text{skrz}}} + \alpha_{o} + \alpha_{\text{kr}} = 19,62$$

Wartości α₀ i Δα_kr są takie same jak dla biegunowej profilu.

Wnioski:

Jak widać na załączonym wykresie przedstawiającym biegunowe profilu i skrzydła, skrzydło przy tych samych kątach natarcia osiąga mniejsze wartości współczynnika siły nośnej niż płat. Jednak w przeciwieństwie do profilu przeciągnięcie na skrzydle występuje przy wyższych kątach natarcia.