коефіцієнт опору літака. Коефіцієнт 1,3 враховує збільшення опору літака через випущеного шасі;
- приріст коефіцієнта лобового опору, що викликається відкриттям щитків (закрилків), він залежить від кута відхилення щитків і від відносної хорди щитків:
- враховує відносну частку площі крила, обслуживаемую щитками (закрилками). Значення цього відносини визначається за формулою:
де - довжина закрилків (щитків), м;
- коефіцієнт індуктивного опору літака з відхиленими щитками (закрилками). Для обліку впливу близькості землі при посадці перераховують ефективне подовження на фіктивне за формулою:
де - розмах крила, м;=4,5 м відстань першої третини середньої аеродинамічної хорди до землі при стоянці літака м, тоді:
00,010,040,090,160,250,361,48
00,01180,04720,10620,18880,2950,42481,7464
- збільшення коефіцієнта лобового опору літака при використанні гальмівного парашута і т. п .:
Визначення максимального коефіцієнта підйомної сили
Максимальний коефіцієнт підйомної сили крила з повністю відхиленими щитками або закрилками можна визначити за формулою:
де - максимальний коефіцієнт підйомної сили крила з основної поляри;
- приріст від механізації крила, який визначається за наступними формулами:
щитка або закрилка
- відважного закрилка
Максимальний коефіцієнт підйомної сили крила:
0,5680,6680,7680,9681,1681,3681,4681,688
Коефіцієнт лобового опору літака:
0,235470,253470,282670,341670,424270,530570,661172,0168
На підставі розрахунків будуємо графік:
Малюнок 4- Крива максимального коефіцієнта підйомної сили
9. Розрахунок льотно-технічних характеристик літака
. 1 Загальні відомості
Розглянемо розрахунок льотних характеристик літака для М lt; 1.
Розрахунок льотних характеристик даного літака з турбореактивним двигуном (ТРД) проводиться за методом тяг. В основі цього методу лежить порівняння розташовуваних і потрібних тяг (метод тяг Жуковського). Розрахунок виконується для сталих режимів польоту.
Під сталому режимом розуміється режим, для якого основні кінематичні параметри руху і, перш за все, швидкість, залишаються постійні або змінюються повільно.
Умовою усталеного польоту є рівновага всіх зовнішніх сил, включаючи і силу тяги, що діє на літак.
9.2 Розрахунок розташовуваних тяг ТРД
Під располагаемой тягою розуміється максимальна сумарна тяга всіх двигунів на літаку, певна для даного режиму польоту.
Наявні тяги ТРД розраховуються за формулою:
(9.1)
де - статична тяга у землі, (Н), на двигуні Pratt amp; Whitney JT8D - 7, Н;
- располагаемая тяга при розрахункових швидкості і висоті польоту, (Н).
- відносна тяга двигуна, (Н), визначається за рисунком 6.
Розрахунок оформляється у вигляді таблиці 2.1, за даними таблиці будуються криві.
Криві будуються для висот від 0 до + 3000 м інтервалом 3 000 м в діапазоні швидкостей від 0 до + 60 м/с інтервалом 60 м/с.
Таблиця 3 - Розрахунок розташовуваних тяг
Висота Н, Мсила тяги РСкорость V, м/с 0601201802860 0,90,890,870,870,88, (Н) 2242802217882168042168042192963000 0,680,650,630,630,65, (Н) 1694561619801569961569961619806000 0,550,530,530,550,58, (Н) 1370601320761320761370601445069000 0,410,40, 40,410,44, (Н) 102172996809968010217210964812000 0,30,30,30,320,35, (Н) +7476074760747607974487220
Малюнок 5 Располагаемая тяга ТРД двигуна JT8D - 7
. 3 Розрахунок потрібних тяг
Тяга, необхідна для подолання лобового опору в сталому горизонтальному польоті, називається потребной тягою Р п.
Розглянемо малюнок 6.
Малюнок 6 - Визначення потрібної тяги
Складемо рівняння рівноваги для усталеного горизонтального польоту:
(9.2)
де - сила лобового опору, Н;
