д.
Коефіцієнт береться з графічних залежностей характеристики профілю і дорівнює. Звуження крила, отримуємо. p> Кут стріловидності крила по передній кромці. Тоді максимальний коефіцієнт підйомної сили дорівнює:
.
Координати точок поляри розраховуються за формулою (19). Коефіцієнт підйомної сили приймаємо рівний. Ефективне подовження крила, що враховує приріст пасивного опору при великих кутах атаки і одно. p> Тоді рівняння для розрахунку координат докритичній поляри прийме вигляд
. (36)
Розрахунок координат оформимо у вигляді таблиці 2.
Таблиця 2 - Координати точок докритичній поляри
За отриманими точкам будуємо докритичних поляра. Верхня частина поляри від точки до будується методом ручного апроксимації. Точка визначається за формулою
. = 0,969 (37)
докритичних поляра представлена ​​на малюнку 3.
В
Рисунок 3 - докритичних поляра
5. РОЗРАХУНОК злітно-посадкової поляра ДЛЯ немеханізованого КРИЛА
Розрахунок пасивного опору літака і координат точок поляри проводиться в тій же послідовності, що і розрахунок докритичній поляри для. Однак у розрахунку злітно-посадкової поляри є одна особливість: внаслідок відсутності даних про злітно-посадкової швидкості літака-прототипу, приймаємо число Маха на зльоті та посадці, рівне. Звідси знаходимо, що злітно-посадкова швидкість дорівнює. Розрахункова висота Н прирівнюється до нульової, відповідно для цієї висоти вибираються інші дані із стандартної атмосфери. У всьому іншому розрахунок подібний розрахунком для докритичних швидкостей літака. Максимальний коефіцієнт підйомної сили для злітно-посадкового режиму отримує позначення. Побудова злітно-посадкової поляри аналогічно побудові докритичній поляри. br/>
5.1 Розрахунок мінімального коефіцієнта лобового опору крила
Розглянемо перший ділянка крила. Так як і, то число Рейнольдса буде дорівнює
.
Звідси за формулою (22) n дорівнює:
В
Тоді випливає, що відносна координата точки переходу ламінарного потоку в турбулентний дорівнює:
.
З формули (21) визначимо ще дві відносні координати точки переходу ламінарного потоку в турбулентний і виберемо з цих трьох мінімальну.
В
Значить.
Знайдемо за графіком подвоєний коефіцієнт опору тертя плоскої пластинки для першої ділянки крила:.
Так як середні хорди ділянок збільшуються, то буду вважати, що відносна координата точки переходу ламінарного потоку в турбулентний залежить тільки від числа Рейнольдса.
Розглянемо другий ділянку крила.: і, то число Рейнольдса буде дорівнює
.
Значить n одно:
.
Тоді випливає, що відносна координата точки переходу ламінарного потоку в турбулентний дорівнює:
.
Знайдемо за графіком подвоєний коефіцієнт опору тертя плоскої пластинки для другої ділянки крила:.
Для продов...
