изначення подовження фюзеляжу:
Визначення коефіцієнта, що враховує товщину фюзеляжу, в порівнянні з плоскою платівкою:
Визначення подовження носовій частині фюзеляжу:
чертежная довжина носової частини фюзеляжу;
істинна довжина носової частини фюзеляжу;
Визначення коефіцієнта, що враховує стисливість повітря
Визначення площі поверхні фюзеляжу:
(3.5)
Визначення коефіцієнта профільного опору фюзеляжу:
4. Зведення шкідливих опорів літака
5. Визначення індуктивного опору літака
Визначення подовження крила:
Визначення звуження крила:
3,5
поправка враховує форму крила в плані, звуження і подовження;
Визначення ефективного подовження крила:
5.1 Визначення приросту коефіцієнта шкідливих опорів при кутах атаки, відмінних від нульового кута атаки
=1,45 максимальний коефіцієнт підйомної сили профілю.
Вибираємо коефіцієнт залежить від звуження крила:=0,92
Попередньо визначаємо значення максимального коефіцієнта підйомної сили крила:
. 2 Побудова поляри літака
Таблиця 1-Побудова поляри літака.
00,10,20,30,40,50,6 00,010,040,090,160,250,361,48 000,0020,0040,0080,0130,0190,08 00,0810,160,240,320,410,51 000000,00010,00090, 035 0,07790,07790,07990,08190,08590,0910,09780,1929
Визначаємо коефіцієнт індуктивного опору для діапазону значень коефіцієнта підйомної сили:
Визначення середнього значення коефіцієнта підйомної сили:
Визначаємо значення додаткового шкідливого опору для цього проінтерполіруем ріс.1.10.
Визначаємо коефіцієнт лобового опору літака:
Максимальна аеродинамічна якість:
Малюнок 2 Поляра літака
6. Побудова кривої коефіцієнта підйомної сили
Нахил кривої і коефіцієнт нульовий підйомної сили для еквівалентного крила згідно зі статистичними даними:
Нахил прямої для стреловидного крила:
(6.1)
Льотний діапазон кутів атаки визначається за формулою:
00,7731,5472,3213,0953,8704,6429,440
За даними таблиці будуємо криву коефіцієнта підйомної сили:
Рисунок 3 Крива коефіцієнта підйомної сили
7. Побудова поляр при
Для побудови поляр літака при слід врахувати збільшення лобового опору через появу хвильового опору та зміни підйомної сили. Вихідною є побудована раніше поляра прі. Розрахунок проводиться для невеликого діапазону льотних кутів атаки:?=0 ?; 2 ?; 4 ?; 6? і для декількох чисел (як вказувалося на початку). Коефіцієнт хвильового опору літака визначають за формулою:
де - коефіцієнт хвильового опору крила;
- коефіцієнт хвильового опору оперення;
- коефіцієнт хвильового опору фюзеляжу;
- площа оперення, м 2;
- площа миделевого перетину фюзеляжу, м 2.
Для стреловидного крила коефіцієнт хвильового опору дорівнює:
(7.2)
Площа оперення, складаються з суми горизонтального, вертикального:
(7.3)
Таблиця 2 - Побудова поляр при М
Кількість МУгол атаки ?? 0246 0,0450,0470,050,054 0,0410,0420,0440,047 при 0,0290,0330,0450,065 0,070,0750,0890,112 00,02-0,02-0,04 при 00,2630, 5260,79 00,2830,5060,75
8. Визначення максимальних коефіцієнтів лобового опору і підйомної сили крила при посадці із застосуванням механізації крила
дозвуковой літак лобовий опір
Визначення лобового опору літака.
Коефіцієнт лобового опору літака при посадці з випущеними щитками (закрилками) визначається за формулою:
(8.1)
де - мінімальний ...
