Файл: Расчет аэродинамических характеристик самолета.docx

4.8 Докритическая поляра

Координаты точек поляры рассчитываются по формуле (3).

Эффективное удлинение крыла , учитывающее прирост пассивного сопротивления при больших углах атаки, равно .

Тогда уравнение для расчета координат докритической поляры примет вид



Расчет координат оформим в виде таблицы 3.


Таблица 3 – Координаты точек докритической поляры

0	0,0274
0,1	0,0267
0,2	0,0274
0,3	0,0293
0,4	0,0326
0,5	0,0373
0,6	0,0432

По полученным точкам строим докритическую поляру.

Докритическая поляра представлена на рисунке 2.


Рисунок 2 – Докритическая полётная поляра (H= 13000 м; M=0,76)

5 РАСЧЕТ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛЯРЫ ДЛЯ НЕМЕХАНИЗИРОВАННОГО КРЫЛА

Вследствие отсутствия данных о взлетно-посадочной скорости самолета, принимаем, что число Маха на взлете и посадке равно Расчетная высота км, соответственно: ,

---

Отсюда находим, что скорость на взлёте и посадке равна .

5.1 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Для всех последующих расчетов в разделе 5 принимаем для стреловидного крыла. Так как и , то число Рейнольдса будет равно:

.

Величина определяется по формуле (4). Тогда



Коэффициент профильного сопротивления крыла определяется по формуле (5):

.

Для определения коэффициента пассивного сопротивления крыла воспользуемся формулой (6):

.

5.2 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления

горизонтального оперения

Вычислим число Рейнольдса для горизонтального оперения по формуле (3). При получаем

.

Величина определяется по формуле (4). Тогда



Тогда, вычисляя коэффициент профильного сопротивления горизонтального оперения по формуле (5), получим

.

Минимальный коэффициент лобового сопротивления горизонтального оперения определим из соотношения (8):

.

---

5.3 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления

вертикального оперения

Так как и , то число Рейнольдса будет равно:

.

Величина определяется по формуле (4). Тогда



Коэффициент профильного сопротивления вертикального оперения определяется по формуле (5):

.

Тогда минимальный коэффициент лобового сопротивления для вертикального оперения по формуле (7) будет равен

.

5.4 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

Коэффициент пассивного сопротивления фюзеляжа определим, пользуясь формулой (8). Число Рейнольдса для фюзеляжа определим по формуле (3):

.

Величина определяется по формуле (4). Тогда



Поправку, учитывающую влияние удлинения фюзеляжа на трение, определим из графика функции . [3] Поправку, учитывающую влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа, определим из графика функции [3].

Геометрические характеристики фюзеляжа были вычислены в первом разделе данной работы. Значение [3], так как фонарь кабины пилота с плоскими передними стёклами на фюзеляже транспортного самолёта и со скруглённой передней частью.

---

Тогда

.

5.5 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления

мотогондолы

Коэффициент пассивного сопротивления мотогондолы определим по формуле (9). Число Рейнольдса для мотогондолы определяется по формуле (10):

.

Величина определяется по формуле (4). Тогда



Поправка, учитывающая влияние удлинения мотогондолы и сжимаемости воздуха на сопротивление трения, принимает значения , с учетом относительного удлинения носовой части мотогондолы получим .

Остальные геометрические характеристики мотогондолы были получены в первой части данной работы.

Подставляя данные в формулу (9), получим минимальный коэффициент лобового сопротивления мотогондолы:

5.6 Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления топливного бака

Коэффициент пассивного сопротивления топливного бака определим по формуле (9). Число Рейнольдса для топливного бака определяется по формуле (10):

.

Величина определяется по формуле (4). Тогда



Поправка, учитывающая влияние удлинения топливного бака и сжимаемости воздуха на сопротивление трения, принимает значения , с учетом относительного удлинения носовой части топливного бака получим .

Остальные геометрические характеристики топливного бака были получены в первой части данной работы.

Подставляя данные в формулу (9), получим минимальный коэффициент лобового сопротивления топливного бака:

---

5.7 Пассивное сопротивление самолета на взлетно-посадочном режиме без учета механизации

Для определения пассивного сопротивления самолета на взлетно-посадочном режиме составим сводку лобовых сопротивлений в виде таблицы 4.

Таблица 4 – Сводка лобовых сопротивлений при взлетно-посадочном режиме полета

Наименование части самолета	Кол-во , шт.	Площадь в плане или миделя	Коэффициент лобового сопротивления
Крыло	1	50,4	0,008352	0,421
Фюзеляж	1	4,53	0,0733	0,332
ГО	1	15,17	0,008674	0,132
ВО	1	9,53	0,00841	0,08
Мотогондола	4	0,57	0,0336	0,077
Топливный бак	2	0,662	0,0743	0,098
					1,14

Тогда по формуле (11) с учетом таблицы 4 пассивное сопротивление самолета примет значение

.

---