/p>
Загальний опір літака є сумою опорів, відповідних докритическим швидкостям польоту і хвильових;
(4.1)
Кожному числу Мсоответствует своя поляра. Будемо вести розрахунок закритичних поляр в діапазоні з кроком DМ = 0,05. p> Хвильовий опір літака при розрахунках представляють у вигляді суми пасивного хвильового (при = 0) і індуктивно-хвильового, залежного від, опорів (таблиця 2):
= + (4.2)
Будемо вважати, що індуктивно-хвильовий опір створює тільки крило, при його визначенні коефіцієнт підйомної сили береться в діапазоні від 0 до 0,6 з кроком 0,1 Інші елементи створюють тільки пасивне хвильовий опір і при їх розрахунку приймається = 0.
Значення опору при були розраховані в розділі 3 (див. формулу (3.9)).
Коефіцієнт пасивного хвильового опору літака при, обчислюються за наближеною формулою:
літак злітна аеродинамічний поляр
(4.3)
де-коефіцієнт хвильового опору крила при = 0;
,-коефіцієнти пасивного хвильового опору горизонтального і вертикального оперення;
-коефіцієнт хвильового опору фюзеляжу;
-коефіцієнт хвильового опору мотогондол двигуна j-того типу;, SГО, SВО, Sмф, SМГо - площі крила, горизонтального і вертикального оперення, міделя фюзеляжу і мотогондол двигунів j-того типу відповідно.
Визначаємо коефіцієнти хвильового опору крила, горизонтального і вертикального оперення за допомогою формул, виходячи з умови:
Якщо, то хвильовий опір визначається
(4.4)
Якщо, то хвильовий опір визначається
(4.5)
де DМ і n емпіричні константи рівні DМ = 0,05 і n = 2,5.
Коефіцієнт пасивного хвильового опору фюзеляжу обчислюється за формулою:
(4.6)
де максимальний коефіцієнт хвильового опору фюзеляжу визначається за формулою:
(4.7)
де-подовження фюзеляжу;
-подовження хвостової частини фюзеляжу. Безрозмірна величина визначається формулою:
(4.8)
Коефіцієнт хвильового опору мотогондол розраховується також, як і.
Маємо критичні числа Маха, визначені в розділі 2:
= 0,6994 = 0,9026 = 0,9069 0,8279 0,7108
За допомогою формули (2.1) визначимо критичні числа Маха для крила з різним і результати оформимо у вигляді таблиці:
Таблиця 2
Критичні числа Маха для крила
00,10,20,30,40,50,60,81530,79780,78020,75990,74200,72220,6994
Для кожного з чисел Маха ряду: 0,7; 0,75; 0,8; 0,85; 0,9; 0,95 розрахуємо залежність коефіцієнта підйомної сили від коефіцієнта сили лобового опору, і результати оформимо у вигляді таблиці (таблиця 4). Закритические поляри представлені на малюнку 2. br/>
Таблиця 3
Координати закритичних поляр. Для
Для
...
