Вихідні дані для розрахунку коефіцієнта літака
; 
;
м/с; 
;
м2/с; 
;
м; 
;
; 
;
; 
;
; 
;
; 
;
; 
;
; 
м2;
; 
м2;
; 
;
; 
;
м2; 
;
; 
;
; 
;
; 
м;
; 
м2;
; 
;
;
;
.
Розрахунок коефіцієнта літака з урахуванням інтерференції наведено у вигляді таблиці П.4.
Таблиця П.4
№ з/п |
Розраховувана величина |
Числа М |
Примітки |
|||||||||||
0,2 |
0,8 |
1,0 |
1,2 |
1,5 |
2,5 |
|||||||||
1 |
|
0,5 |
1,8 |
2,28 |
2,74 |
3,42 |
5,7 |
|
||||||
2 |
|
0,0072 |
0,006 |
0,0059 |
0,0058 |
0,0056 |
0,0051 |
рис.3.1 |
||||||
3 |
|
1,19 |
1,23 |
1 |
1 |
1 |
1 |
рис.3.2 |
||||||
4 |
|
0,99 |
0,96 |
0,93 |
0,91 |
0,87 |
0,72 |
рис.3.3 |
||||||
5 |
|
0,0091 |
0,0076 |
0,0059 |
0,0056 |
0,0052 |
0,0039 |
див.ф.(3.13) |
||||||
6 |
|
- |
- |
0 |
1,76 |
2,98 |
6,09 |
таб.1,стр. |
||||||
7 |
|
- |
- |
0,4 |
0,68 |
0,95 |
0,85 |
рис.3.4, в |
||||||
8 |
|
- |
- |
0,004 |
0,0068 |
0,0095 |
0,0085 |
|
||||||
9 |
|
0,0091 |
0,0076 |
0,0099 |
0,0124 |
0,0147 |
0,0124 |
Ф.(3.16) |
||||||
10 |
|
0,0055 |
0,0046 |
0,0060 |
0,0076 |
0,0089 |
0,0076 |
|
||||||
11 |
|
0,0085 |
0,0080 |
0,0125 |
0,0143 |
0,0133 |
0,0102 |
таб.6.2 |
||||||
12 |
|
0,0023 |
0,0021 |
0,0033 |
0,0038 |
0,0036 |
0,0027 |
|
||||||
13 |
|
0,0018 |
0,0017 |
0,0027 |
0,0030 |
0,0028 |
0,0022 |
|
||||||
14 |
|
0,27 |
1,1 |
1,36 |
1,6 |
2 |
3,4 |
|
||||||
15 |
|
0,0029 |
0,0024 |
0,0023 |
0,0022 |
0,0022 |
0,0021 |
рис.3.1 |
||||||
16 |
|
1,11 |
1,11 |
1,06 |
1,06 |
1,06 |
1,06 |
рис.3.5 |
||||||
17 |
|
1 |
1,03 |
0,93 |
0,91 |
0,87 |
0,72 |
рис.3.6, 3.3 |
||||||
18 |
|
0,1143 |
0,0974 |
0,0805 |
0,0745 |
0,0720 |
0,0569 |
Ф.(3.20) |
||||||
19 |
|
– |
– |
0 |
0,66 |
1,12 |
2,29 |
таб.1, стр. 3 |
||||||
20 |
|
– |
– |
0 |
0,16 |
0,27 |
0,55 |
таб.1, стр. 15 |
||||||
21 |
|
– |
– |
1,2 |
1,1 |
0,95 |
0,85 |
рис. 3.7 |
||||||
22 |
|
– |
– |
0,067 |
0,063 |
0,054 |
0,046 |
|
||||||
23 |
|
– |
– |
0,0391 |
0,0367 |
0,0315 |
0,0286 |
|
||||||
24 |
|
– |
– |
0 |
0,55 |
0,93 |
1,9 |
|
||||||
25 |
|
– |
– |
0 |
0 |
0 |
0 |
рис.3.7 |
||||||
26 |
|
– |
– |
0 |
0 |
0 |
0 |
|
||||||
27 |
|
– |
– |
0 |
0,34 |
0,58 |
1,19 |
|
||||||
28 |
|
– |
– |
0,5 |
0,25 |
0,18 |
0,11 |
рис.3.8 |
||||||
29 |
|
– |
– |
0,134 |
0,067 |
0,048 |
0,030 |
|
||||||
30 |
|
– |
– |
0,1731 |
0,1037 |
0,0795 |
0,0586 |
Ф.(3.21) |
||||||
31 |
|
0,1 |
0,1 |
0,33 |
0,38 |
0,47 |
0,3 |
рис.3.10 |
||||||
32 |
|
0,033 |
0,033 |
0,263 |
0,313 |
0,403 |
0,233 |
см.ф.(3.23) |
||||||
33 |
|
0,0050 |
0,0050 |
0,0392 |
0,0466 |
0,0600 |
0,0347 |
ф.(3.23) |
||||||
34 |
|
0,1192 |
0,1023 |
0,2928 |
0,2248 |
0,2115 |
0,1502 |
Ф.(3.19) |
||||||
35 |
|
0,0101 |
0,0087 |
0,0248 |
0,0191 |
0,0179 |
0,0127 |
|
||||||
36 |
|
0,0096 |
0,0084 |
0,0120 |
0,0144 |
0,0153 |
0,0125 |
|
||||||
37 |
|
0,0197 |
0,0171 |
0,0368 |
0,0335 |
0,0332 |
0,0252 |
|
||||||
38 |
|
0,0207 |
0,0180 |
0,0368 |
0,0352 |
0,0349 |
0,0265 |
|
||||||
39 |
|
0,0237 |
0,0210 |
0,0416 |
0,0382 |
0,0379 |
0,0296 |
Ф.(3.9) |
||||||
Залежність
літака показана на рис.4.
Рис.П.4. Залежність
Висновки
1. Пояснення характеру залежності літака.
2.
Порівняння величин
та
.
7. РОЗРАХУНОК МАКСИМАЛЬНОЇ АЕРОДИНАМІЧНОЇ ЯКОСТІ
ЛІТАКА
Аеродинамічна якість літака показує, у скільки разів підйомна сила перевершує силу лобового опору на даному куті атаки при даній швидкості, і обчислюється як відношення
ф.(3.37)
Максимального
значення аеродинамічна якість досягає
лише на найвигіднішому куті атаки
.
Величину максимальної аеродинамічної
якості - Кмакс
можна
обчислити за формулою
,
де
– коефіцієнт підйомної сили, відповідний
куту
,
ф.(3.39)
–
коефіцієнт
лобового опору, що відповідає куту
,
ф.(3.40)
Тоді
ф.(3.38)
Найвигідніший кут атаки – визначається наступним виразом
,
де
– похідна
літака на даному числі М;
–
кут
атаки нульової підйомної сили (можна
прийняти
,
тому профіль крила симетричний і кут
установки крила
).
Звідти.
Вихідні дані для розрахунку Кмакс та :
Результуючі дані таблиць 1,3,4; залежності , А(М), .
Розрахунок Кмакс та літака наведено у вигляді таблиці П.5.
Таблиця П.5
№ з/п |
Розраховувана величина |
Числа М |
Примітки |
|||||
0,2 |
0,8 |
1,0 |
1,2 |
1,5 |
2,5 |
|||
1 |
|
0,0237 |
0,0210 |
0,0416 |
0,0382 |
0,0379 |
0,0295 |
таб.4,стр.39 |
2 |
А |
0,133 |
0,133 |
0,142 |
0,157 |
0,199 |
0,445 |
таб.3,стр.9 |
3 |
|
0,422 |
0,397 |
0,541 |
0,493 |
0,436 |
0,258 |
Ф.(3.39) |
4 |
|
0,0474 |
0,0420 |
0,0832 |
0,0764 |
0,0758 |
0,0590 |
Ф.(3.40) |
5 |
, |
0,0493 |
0,0554 |
0,0655 |
0,0636 |
0,0577 |
0,0392 |
таб.1,стр.19 |
6 |
|
8,56 |
7,17 |
8,26 |
7,76 |
7,56 |
6,57 |
|
7 |
|
8,91 |
9,46 |
6,51 |
6,46 |
5,76 |
4,36 |
или ф.(3.38) |
Залежність
літака показана на рис.5.
Рис.П.5. Залежність
Висновки
1. Пояснення характеру залежності літака.
8. РОЗРАХУНОК СІМЕЙСТВА ПОЛЯР ЛІТАКА
Поляра
літака для заданого числа М на ділянці
лінійної зміни коефіцієнта
=
f(α)
розраховується за формулою
(ф.3.36)
де
– коефіцієнт літака для даного числа
М (див.таб.4, стр.39 та рис.4);
А – коефіцієнт А літака для даного числа М (см.таб.3, стр.9 та рис 3);
–
значення
коефіцієнтів
,
вибрані в межах
(відповідає лінійній зміні коефіцієнта
=f(α);
–
коефіцієнт
індуктивного опору.
Вихідні дані для розрахунку сімейства поляр.
Результуючі дані таблиць П.3 і П.4; залежності , А(М); значення . Розрахунок сімейства поляр наведено у вигляді таблиці П.6.
Таблиця П.6.
№ з/п |
Розраховувана величина |
Числа М |
|||||||||||||||||
0,2 |
|
2,5 |
|||||||||||||||||
1 |
|
0,0237 |
0,0416 |
0,0295 |
|||||||||||||||
2 |
А |
0,133 |
0,142 |
0,455 |
|||||||||||||||
3 |
а |
0 |
0,1 |
0,2 |
0,3 |
0,4 |
0,5 |
0 |
0,1 |
0,2 |
0,3 |
0,4 |
0,5 |
0 |
0,1 |
0,2 |
0,3 |
0,4 |
0,5 |
4 |
|
0 |
0,0013 |
0,0053 |
0,0120 |
0,0213 |
0,0333 |
0 |
0,0014 |
0,0057 |
0,0128 |
0,0227 |
0,0355 |
0 |
0,0046 |
0,0182 |
0,0410 |
0,0728 |
0,1138 |
5 |
сха |
0,0237 |
0,0250 |
0,0290 |
0,0357 |
0,0450 |
0,0570 |
0,0416 |
0,0430 |
0,0473 |
0,0544 |
0,0643 |
0,0771 |
0,0295 |
0,0341 |
0,0477 |
0,0705 |
0,1023 |
0,1433 |
Сімейство поляр літака для заданих чисел М польоту показано на рис.П.6.
Рис. П.6. Поляри літака
Висновки
Пояснення
характеру залежностей
для різних чисел М.