9.2 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением

где А – коэффициент отвала поляры первого рода,

– коэффициент подъемной силы самолета.

Отвал поляры при отсутствии подсасывающей силы для всех чисел Маха определяется:

.

	А
М=0,6	0,2102
М=1,6	0,4355

10.Построение поляры первого рода.

a	0	3	6	9
Суa	0	0,249	0,498	0,747
Схa0	0,0242	0,0242	0,0242	0,0242	М=0,6
Схаi	0	0,0130	0,0521	0,1173
Cxa	0,0242	0,0372	0,0764	0,1415

a	0	3	6	9
Суa	0	0,1202	0,2405	0,3607
Схa0	0,0509	0,0509	0,0509	0,0509	М=1,6
Схаi	0	0,0063	0,0252	0,0567
Cxa	0,0509	0,0572	0,0761	0,1076

11.Расчет балансировочной поляры самолета

Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета m_z = 0.

Подъемная сила несбалансированного самолета создает момент тангажа. При балансировке отклонением управляющей поверхности создается такая дополнительная подъемная сила на горизонтальном оперении DY_aго, которая создает уравновешивающий момент тангажа, балансирующий самолет.

отсюда

. Тогда коэффициент подъемной силы сбалансированного самолета:

В пределах малых углов атаки

где

М=0,6	0,0651
М=1,6	0,0223

11.1 Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей.

Для полностью поворотного ГО

– коэффициент подъемной силы консольной части ГО

М=0,6	0,0157	0,157
М=1,6	0,0062	0,062

11.2 Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями.

Полностью поворотное ГО:

11.3 Определение балансировочных углов атаки.

Определение :

М=0,6	0,1897
М=1,6	0,0774

Зависимости при М=0,6, с отклоненными и с неотклоненными рулями.

Зависимости при М=1,6, с отклоненными и с неотклоненными рулями.

Балансировочный угол атаки можно определить по формуле

	(град.)
М=0,6	7,82
М=1,6	3,81

М=0,6	0,5091
М=1,6	0,085