дорівнює:
В
Коефіцієнти, що враховують внесок сил тиску і ефекту стисливості в профільне опір, обчислюються так:
В В
Профільне опору фюзеляжу як тіла обертання визначають за формулою:
В
Далі враховуються конструктивні особливості фюзеляжу шляхом визначення приросту коефіцієнта профільного опору: а) через звуження кормової частини:
;
б) через її скошеності:
;
в) під впливом ліхтаря кабіни:
;
г) від встановленого в носовій частини ПД повітряного охолодження:
В
Отже, коефіцієнт профільного опору фюзеляжу дорівнює:
.
Обчисливши його для
М = М min і Н = 0, br/>
отримуємо:.
3) Для розрахунку профільного опору крила знайдемо спочатку його число Рейнольдса:
.
Коефіцієнти, що враховують внесок сил тиску і ефекту стисливості в профільне опір, обчислюються так:
В В
Коефіцієнт профільного опору крила знаходиться так:
В
і рівний для М = М min і Н = 0.
4) Для розрахунку профільного опору стабілізатора знайдемо спочатку його число Рейнольдса:
. br/>
Коефіцієнти, що враховують внесок сил тиску і ефекту стисливості в профільне опір, обчислюються так:
В В
Коефіцієнт профільного опору стабілізатора знаходиться так:
В
і рівний для М = М min і Н = 0.
5) Для розрахунку профільного опору кіля знайдемо спочатку його число Рейнольдса:
В
Коефіцієнти, що враховують внесок сил тиску і ефекту стисливості в профільне опір, обчислюються так:
В В
Коефіцієнт профільного опору кіля знаходиться так:
В
і рівний для М = М min і Н = 0.
6) Розглянутий літак є среднепланом. Коефіцієнт інтерференції для крила і фюзеляжу среднеплан дорівнює. Тоді прирощення коефіцієнта профільного опору крила за рахунок його взаємодії з фюзеляжем одно:
В
для М = М min і Н = 0
7) Стабілізатор встановлений вгорі кормової частини фюзеляжу, а значить, коефіцієнт їх інтерференції дорівнює. Тоді прирощення коефіцієнта профільного опору стабілізатора через його взаємодії з фюзеляжем одно:
В
для М = М min і Н = 0 .8) Врахувавши внесок усіх місцевих джерел опору: антени, вихлопних патрубків, стиків між листами обшивки, щілин між крилом (оперенням) і керуючими поверхнями - Отримуємо наступне прирощення до коефіцієнта опору, не залежне від М, Н, та О±:
В
9) Допоміжна поляра будується за відсутності тяги двигуна. При цьому коефіцієнти гальмування потоку для крила, стабілізатора і кіля рівні:
10)
Отже, коефіцієнт профільного опору дорівнює:
В
Коефіцієнт опору при нульовій підйомної силою дорівнює:
В
11) Розрахуємо тепер індуктивне опір літака, для чого знайдемо коефіцієнт відвалу поляри:
В В В В
При М = М min :. p> Коефіцієнт індуктивного опору залежить від коефіцієнта підйомної сили таким чином:
12) Приріст коефіцієнта опору зі збільшенням кута атаки (підйомної сили) оцінюється наступним виразом:
В
Отже, тепер можна знайти коефіцієнт лобового опору:
В
Шасі даного літака є не вбирається, тому його повітряний опір (за статистикою) враховується у всіх режимах польоту. Обчислимо для декількох значень кута атаки від до і занесемо результати в таблицю 3.1. p> За даними цієї таблиці будуються графік допоміжної залежності і допоміжна поляра з розміткою кутів атаки на ній (малюнок 3.1 і малюнок 4, де крива 6 - допоміжна поляра). br/>
Таблиця 3.1.
В
-2,77
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
16,73
В
0
0,060
0,215
0,370
0,525
0,680
0,836
0,991
1,145
1,259
1,315
В
0
0,000
0,000
0,000
0,001
0,001
0,003
0,005
0,009
0,016
0,040
В
0
0,000
0,003
0,009
0,019
0,031
0,047
0,067
0,089
