Считывание графиков в Excel
alpha |
Cy |
Cx |
CDp |
CM |
Top Xtr |
Bot Xtr |
Cpmin |
Chinge |
XCp |
-5 |
-0,3106 |
0,1291 |
0,12375 |
-0,0165 |
1,001 |
0,0292 |
-0,9109 |
0 |
0,187 |
-4 |
-0,3012 |
0,11889 |
0,11361 |
-0,0208 |
1,001 |
0,0357 |
-1,0053 |
0 |
0,1717 |
-3 |
-0,3039 |
0,11109 |
0,10594 |
-0,0269 |
1,001 |
0,0374 |
-1,2134 |
0 |
0,1534 |
-2 |
-0,3837 |
0,11211 |
0,10675 |
-0,0236 |
1,001 |
0,0375 |
-1,5287 |
0 |
0,1805 |
-1 |
-0,3688 |
0,09629 |
0,09117 |
-0,0278 |
1,001 |
0,0569 |
-1,5161 |
0 |
0,1674 |
0 |
-0,3548 |
0,08169 |
0,07677 |
-0,0234 |
1,001 |
0,0686 |
-1,1718 |
0 |
0,1773 |
1 |
-0,2911 |
0,07291 |
0,06762 |
-0,0452 |
1,001 |
0,0776 |
-1,3376 |
0 |
0,0893 |
2 |
-0,261 |
0,05782 |
0,05277 |
-0,0402 |
1,001 |
0,0882 |
-1,1284 |
0 |
0,0905 |
3 |
-0,0963 |
0,043 |
0,03729 |
-0,0676 |
0,9818 |
0,1324 |
-0,9256 |
0 |
-0,454 |
6 |
0,393 |
0,01736 |
0,00787 |
-0,1043 |
0,9008 |
0,0842 |
-0,6413 |
0 |
0,5047 |
8 |
0,624 |
0,01156 |
0,00365 |
-0,1022 |
0,7534 |
0,9999 |
-0,8515 |
0 |
0,4018 |
9 |
0,7335 |
0,01223 |
0,00382 |
-0,1019 |
0,6799 |
0,9999 |
-0,9562 |
0 |
0,3759 |
10 |
0,8384 |
0,01321 |
0,0045 |
-0,101 |
0,6039 |
0,9999 |
-1,2734 |
0 |
0,3563 |
11 |
0,9212 |
0,01584 |
0,00533 |
-0,0964 |
0,305 |
0,9999 |
-2,0258 |
0 |
0,3391 |
12 |
0,9937 |
0,02307 |
0,0117 |
-0,0897 |
0,0299 |
0,9999 |
-2,495 |
0 |
0,3234 |
13 |
1,0791 |
0,03174 |
0,02091 |
-0,083 |
0,0356 |
0,9999 |
-2,9705 |
0 |
0,3085 |
Расчет поляры крыла с учетом удлинения
Коэффициент сопротивления рассчитывается по формуле:
Сх.мод(α) = Сх.проф.(α) + Сх.доб.+Сх.инд.(Су(α))
Добавочное сопротивление составляет сопротивление фюзеляжа и сопротивление горизонтального и вертикального оперения. Площади оперения и крыла определим по чертежу.
Сх.доб. = (Сх.доб.ф. + Сх.доб.го. . + Сх.доб.во.)/ Sкр
Сх.доб.ф. = Sф·Сф = 0,00289м2·0,25 = 0,0007225;
Сх.доб.го. = Sоп·Соп = 0,05068м2·0,059 = 0,00299012;
Сх.доб.во. = Sоп·Соп = 0,00114м2·0,4 = 0,000456;
Сх.доб. = (0,0007225+0,00299012+0,000456)/0,288 = 0,014457
Индуктивное сопротивление находим из выражения:
Сх.инд.(Су(α))= Су(α)2/(π·λ) = 0,1133·Су(α)2
Рассчитаем поправку Δα для коэффициента подъемной силы:
Δα = Су(α)·57,3/(π·λ) = 6.4921·Су(α)
С
троим
в Excel
зависимости
Сх
и Су
с
учетом удлинения крыла и добавочных
сопротивлений:
Рис.7. График зависимости Сy(α) Рис.8. График зависимости Сx(α)
Рассчитаем зависимость положения центра давления от угла атаки в долях САХ:
С
а(α)
= Сm(α)/Су(α)
Рис.9. График зависимости Сa(α)