ують за формулою
, (36)
де польотний вага літака, кГ (стор. 8),
щільність повітря на нульовій висоті, (додаток [1]),
максимальна величина, розрахована раннє,
прискорення вільного падіння, м/с2;
площа крила, (табл.1),
;
2. Коефіцієнт враховує режим плину в прикордонному шарі (координата), а також те, що розглянутий елемент літака відрізняється від плоскої пластини і має тілесну форму, тобто враховує опір тиску, наявне у елементів літака на відміну від плоскої пластини, розташованої уздовж потоку.
Коефіцієнт визначають за графіками в залежності від відносної товщини і координати для крильевих елементів (рис.18, [1]), і від подовження для елементів типу тіл обертання (ріс.18б, [1]).
. Коефіцієнт враховує вплив стискальності повітря на коефіцієнт опору. Він залежить від числа М, відносної товщини (для крильевих елементів) або подовження носовій частині (для тіл обертання) і відносній координати точки переходу ЛПС в ТПС. При для крильевих елементів величину визначають за рис.19 ([1]), а для тіл обертання - по ріс.19б ([1]).
. Коефіцієнт враховує взаємний вплив частин літака при обтіканні повітряним потоком місць їх зчленування. Його розраховують за формулою
(37)
де коефіцієнт, залежить від взаємного положення крила і фюзеляжу, форми поперечного перерізу фюзеляжу (для даного літака - нізкоплана з фюзеляжем круглого перетину - 0,25);
відносна площа, зайнята фюзеляжем (табл. 1).
Ліхтарі пілотських кабін створюють додатковий профільне опір, який залежить від типу літака і форми ліхтарів. Коефіцієнт опору, створюваного ліхтарями кабіни пілотів, віднесений до площі миделевого перетину фюзеляжу, становить (для даного літака).
Таблиця 4
Розрахунок c x0.
Хорда крильевих елементовДліна тел вращеніяПрочіе деталіКрилоГорізонтальное опереніеВертікальное опереніеПілонФюзеляжГондола двігателяГондола шассіФонарь кабіни пілотовЛінейний размер3,8112,823,1743,9235,135,615,22-, 10 7 1,7161,271,4291,76515,822,5262 , 35- 0000000- 0,00560,00590,00580,00560,00410,00540,0054- 0,120,10,10,0915,785/3,3883,816/1,8645,168/2,475- 1,3751,2751 , 2751,241,051,311,18- 1111111- 0,938111111-, 0,00720,00750,00740,00690,00440,00710,00650,012 120,2532,7220,280,7897,7310,316,593,89 11121221 0,8690 , 2460,150,0110,4210,1460,0840,047 0,017
За формулою (32) визначаємо коефіцієнт профільного («шкідливого») опору літака.
При збільшенні кута атаки діффузорний ефект в місцях зчленування крила і фюзеляжу посилюється, відривні зони розширюються, внаслідок чого опір інтерференції зростає. Приріст коефіцієнта профільного опору, викликане цим впливом, визначають як функцію безрозмірною величини за формулою
(38)
Коефіцієнт вихрового індуктивного опору літака визначають за формулою
, (39)
де поправка, що враховує форму крила в плані (подовження, звуження). Поправку визначають за графіком (рис.20, [1]).
Множник враховує збільшення індуктивного опору за рахунок прояву стисливості повітря. Вплив стисливості повітря на величину, а в отже, і на величину практично проявляється, починаючи приблизно з швидкості, відповідної
. (),
де мінімальна швидкість польоту, м/с;
швидкість звуку, м/с2, (додаток [1]). При розрахунку допоміжної поляри швидкість польоту невелика,, тому хвильовий опір відсутній, тобто. Рівняння допоміжної поляри для розглянутого випадку має вигляд
(40)
Значення,, визначаємо за допоміжною кривою (Додаток, рис. 2а, крива 1).
Результати розрахунку допоміжної поляри за формулою (40) записуємо в табл. 5.
Таблиця 5
Розрахунок допоміжної поляри
- 1,6024681012141618 (19,3) 00,10,250,390,540,670,8240,961,11,221,3 (1,345) 00,0740,1860,290,4010,4980,6130,7140,8180,9070 , 9671 03,223 10 - 7 5,46 10 - 6 8,554 10 - 6 5,745 10 - 9 5,928 10 - 5 6,355 10 - 4 2,542 10 - 3 7,743 10 - 3 0,0170,0280,035 00,010,0630,1520,2920 , 4490,6790,9221,211,4881,691,809 00,000530,00330,0080,0150,0240,0360,0490,0640,0790,0890,095 0,0170,0210,0230,0280,0350,0440,0560 , 0710,0910,1160,1370,151
За отриманими значеннями, будуємо допоміжну полярой
(Додаток, рис.7, крива 1) і виробляємо на ній розмітку кутів атаки. Полярой будуємо в системі координат, поєднаної з координатними осями кривої.
.2 Розрахунок і побудова злітних поляр
При розрахунку і побудові поляр для злітної конфігурації літака без урахування і з урахуванням впливу екрану землі необхідно мати на увазі наступне:
випуск шасі збільшує літака приблизно в 1,5 рази;
відхилення механізаці...
