ля отворів і нерівностей капота двигуна. p> Зведення складається у вигляді таблиці 1.
Мінімальний коефіцієнт опору літака визначається за формулою (12):
(12)
Таблиця 1
Найменування еталейЧісло однакових деталей, шт.Мідель, або площа , м 2 З х однієї деталі Крило1429, 420,0125,1505,150 Вертик. і т.д.1-0, 0120,0120,012
Тоді, підставивши всі отримані значення у формулу (12), отримаємо.
1.5 Визначення коефіцієнта індуктивного опору літака
Коефіцієнт індуктивного опору літака визначається за формулою (13):
В
де - поправка, що враховує вплив форми крила в плані, подовження і звуження;
- підйомна сила, яка виступає в якості аргументу;
- ефективне подовження крила.
Ефективне подовження крила знаходиться за формулою (14):
В
де - подовження крила,;
- площа міделя фюзеляжу, м2;
- площа міделя мотогондоли, м2;
К? - Величина, що залежить від кута стреловідності. p align="justify"> Величина К ? залежить від кута стреловідності і визначається за графіком [1, с.12]. До ? = 0,85.
Поправка? враховує вплив форми крила в плані, подовження і звуження. Ця поправка визначається за графіком [1, с.13] по звуження? даного крила (в даному випадку? = 3,5). Отже. p> Тоді,, і в підсумку за формулою (14) отримаємо. Значить з формули (13) виходить, що. br/>
1.6 Визначення
Попередньо визначається значення максимального коефіцієнта підйомної сили крила (при) за формулою (15):
, (15)
де С у max з - максимальний коефіцієнт підйомної сили профілю
З у max з = 1,4 Г· 1,5;
До ? = 0,93 - коефіцієнт, що залежить від звуження крила;
? - кут стріловидності крила.
Додаткове шкідливий опір? Сх вр при Су> 0 визначається за осредненному графіком ЦАГІ (Центральний аерогідродинамічний інститут) [1, с.14], де визначається за формулою (16):
. (16)
2. Побудова графіка залежності С у = f (?) і поляри літака
Для розмітки на...
