ини
О· к.ф =/
0,31
7.12 Кут підвищення кормової частини
град
ОІ к.ф
~ 4
7.13 Відстань від осі фюзеляжу до хорди крила
м
у до
+0,72
8. Гондола двигуна - Ні
9. Повітряний гвинт
9.1 Діаметр
м
D B
1,85
9.2 Відстань від площини гвинта до Вј хорди крила по осі двигуна
м
х В
1,4
9.3 Площа, ометаєма гвинтом
м 2
S OM = ПЂD B 2 /4
2,69
9.4 Відносна площа крила, обдуваемая гвинтом
м 2
ОБД = S ОБД /S
0,1
9.5 Відносна площа ГО, обдуваемая гвинтом
м 2
ГО . ОБД = S ГО.обд /S
0,15
10. Загальні дані
10.1 Злітна маса літака
кг
m 0
880
10.2 Розрахункова швидкість польоту
км/год
V
365
10.3 Розрахункова висота польоту
км
H
2,5
10.4 Тип і кількість двигунів
n
1 проп. дв.
10.5 Стартова тяга (потужність) одного двигуна при V = 0, H = 0
даН
(кВт)
Р 0i
(N 0i )
220
(300 ) /Td>
10.6 Середній за політ аеродіна-мическое якість розглянутого літака
К
~ 12,8
10.7 Відносна маса палива
т = M т /M 0
0,2
В
В
2. Розрахунок і побудова залежностей c ya (О±) для різних режимів польоту
2.1 Розрахунок і побудова Залежно критичного числа Маха від коефіцієнта підйомної сили М кр (з уа )
Ця залежність задається формулою:
В В
Рисунок 2 - Залежність критичного числа Маха від режиму польоту
2.2 Розрахунок і побудова допоміжної залежності з уа (О±)
Ця залежність будується для польоту на нульовий висоті при відсутності екранного ефекту з прибраними засобами механізації крила на мінімальній швидкості польоту, яка знаходиться за наступною формулою:
В
Їй відповідає число Маха:
В
Подовження крила даного літака досить велике (О»> 4), і тому для знаходження теоретичного найбільшого значення коефіцієнта підйомної сили можна застосувати формулу:
В
В
В
В
В
В В
Визначаємо три точки для побудови графіка з уа (О±):
В В В
І будуємо по цих трьох точках графік залежності коефіцієнта підйомної сили від кута атаки, аппроксимируя її параболою в області великих кутів атаки (малюнок 3 і малюнок 4, крива 1).
В
Рисунок 3 - Допоміжна залежність коефіцієнта підйомної сили від кута атаки.
2.3 Розрахунок і побудова злітних кривих з уа (О±)
1) Під злітному режимі закрилки випущ...
