2.Расчёт вспомогательной поляры при убранных шасси и средствах механизации.

Расчет поляр удобно начать с простейшего случая, когда средства механизации и шасси убраны, а скорость полета - посадочная (влиянием сжимаемости можно пренебречь).

Предполагается также, что полет происходит на нулевой высоте, однако близость земли в расчет не принимается. Построенная при таких предположениях поляра является вспомогательной и служит для построения поляр, отвечающих взлетно-посадочным режимам полета.

2.1 Определение посадочной скорости.

Имеем что, m_пос. - посадочная масса в кг, равная ( m_взл. - 0.8 m_топл.) ( полный запас топлива m_топл). ;

S - площадь крыла в м².

m пос.= 285,800 кг.

S = 511 м²

Vпос.  3.5 откуда:

V_пос=82,8м/с=298 км/ч

2.2Построение зависимости Сya=f(а)

Для крыльев значительных удлинений до значения C_yа < 0,8 C_yа max, соответствующего примерно началу срывных явлений, величина C_yа линейно зависит от угла атаки и определяется по формуле

C_ya=C_ya^α(α-α₀) ,

где C^а_yа - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки; а₀ ‑ угол атаки при нулевой подъемной силе крыла α₀= - 0,9* f _% =-0,9*0,51=-0,405

Значение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки C^α_yа для самолета может быть определено по формуле

,

где λ_эф. - эффективное удлинение крыла; - отношение полупериметра крыла к его размаху,cos()=1.

Эффективное удлинение крыла вычисляют по формуле

λ_эф=(λ*κ_x)/(1+S_i/S) ,

где К=1- коэффициент, учитывающий стреловидность крыла

S_i=S_п.ф.+S_г.д.=125,43 (м²)

=135/134,96=1,0012

λ_эф=6,57*1/(1+(180,46/511))= 4,85

C_ya^α = 4,40

Критический угол атаки определяется по зависимости

α_кр=Δ α_кр+ (C_{ya max}/ C_ya^α)+ α₀ Δ α_кр=2

где C_yа max - коэффициент максимальной подъемной силы крыла самолета

C_{ya max}= C_{ya проф max}* κ_η*(1+cosX)/2

κ_η=0,943

Re=V_пос*b_ср.г./ν_H=0=56.22*5.47/1.46*10^-5=23629282,42

C_{ya проф max}=1,675

C_{ya max}=1,675*0.92*(1+cos37,5)/2=1,6

α_кр=0.034+(1.58/5,56)-0.0079=14,65^o

C_ya=5,56*0,31=1,068

2.3 Определение коэффициента лобового сопротивления самолёта при Сya=0

Лобовое сопротивление самолёта возникает в результате действия на каждый элемент обтекаемой поверхности нормальных и касательных составляющих аэродинамических сил.

Лобовое сопротивление самолёта при нулевой подъёмной силе определяется по формуле:

C_xа0= X_0к ,

где  X_0к- сумма сил лобового сопротивления элементов самолета, находящихся в потоке воздуха, с учетом их интерференции; S - площадь крыла самолета.

Основные элементы самолета, создающие лобовое сопротивление, условно можно разделить на две группы: крыльевые (собственно крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, шайбы и пр.) и тела вращения (фюзеляж, гондолы двигателей, гондолы шасси, подвесные баки и пр.).

		Крыльевые элементы			Тела вращения
Расчётная величина	Единицы разм.	Крыло	Гориз.опер.	Верт.опер.	Фюзеляж	Гондола двиг.
Расчётный размер	м	9,8	3,6	3,5	68,63	10,3
Число Re	*	23629282,42	52372150,34	21821729,31	145409735,1	41603340,86
Xt	*	0,3	0,18	0,075	0	0
2Cf	*	0,005	0,0058	0,0031	0,0038	0,0058
c,λф,λг.д.	*	0,14	0,833	0,33	13,3	9,4
с	*	1,23	1,32	1,34	1,13	1,15
интерф	*	0,95
Схa крит	*	0,005	0,006	0,003	0,002	0,005
Sк	м^2	54,8	17,05	15,5	157,1	19,5
Число элементов,n	штук	1	1	1	1	4
N,Сya,Sк	м^2	0,274	0,102	0,046	0,471	0,195
Σn,Сya,Sк	м^2	1,088

S_см=(S_б.ф+S_п.ф)*(2-0.4*S_п.ф/S_б.ф)

S_см=(199,6+197,8)*(2-0,4*199,6 /197,8)=614,3 м²

S_{см г.д.}=139,1 м²

S_к= S_см/2

_интер=1-К*S_i/S К=0,25

_интер=0,953

С_хак=2*С_f*_интер*_с

С_ха0=1,052*(n*C_xak*S_k)/S+0.01163=(1.052*1.55/291,3)+0.012=0.02622

2.4 Расчет зависимости Cxa=f(a)

При увеличении угла атаки диффузорный эффект в местах сочленения крыла и фюзеляжа усугубляется, отрывные зоны расширяются, в результате чего сопротивление интерференции возрастает. Приращение коэффициента профильного сопротивления C_xа p, вызванного этим явлением, определяют как функцию безразмерной величины:

; - коэффициент индуктивного сопротивления самолета =0,0153

a(alfa)	-0,45	0	2	4	6	8	10	12	14	16	17
а(радиан)	-0,01	0,00	0,03	0,07	0,10	0,14	0,17	0,21	0,24	0,28	0,30
Cya	0,00	0,04	0,24	0,43	0,63	0,82	1,01	1,21	1,40	1,60	1,69
Cya oтн	0,00	0,03	0,14	0,25	0,36	0,48	0,59	0,70	0,81	0,93	0,98
Cxap	0	0	0	0	0	0	0,002	0,004	0,008	0,025	0,025
Cxai	0,000	0,000	0,004	0,013	0,026	0,045	0,069	0,098	0,132	0,172	0,193
Cxa	0,020	0,02013	0,024	0,033	0,046	0,065	0,091	0,122	0,160	0,217	0,238
K	0,000	2,16839	9,983	13,260	13,492	12,560	11,112	9,879	8,741	7,369	7,112