Построение поляры первого рода, зависимости для самолета приили
Коэффициент лобового сопротивления самолета
Коэффициент
подъемной силы самолета можно определить
как
Углы атаки принимаются равными 0,2,4, 6,8для крыльев малого удлинения.
Результаты расчета занесены в таблицы:
|
M∞ |
0,6 |
|
|
|
|
|
α |
0 |
2 |
4 |
6 |
8 |
|
Cya |
0 |
0,0876862 |
0,17537249 |
0,263058735 |
0,35074498 |
|
Cxa0 |
0,017048022 |
0,017048 |
0,017048022 |
0,017048022 |
0,017048022 |
|
Cxai |
0 |
0,0030608 |
0,012243309 |
0,027547446 |
0,048973238 |
|
Cxa |
0,017048022 |
0,0201088 |
0,029291332 |
0,044595469 |
0,06602126 |
|
|
|
|
|
|
|
|
M∞ |
0,7 |
|
|
|
|
|
α |
0 |
2 |
4 |
6 |
8 |
|
Cya |
0 |
0,092747 |
0,185493916 |
0,278240874 |
0,370987832 |
|
Cxa0 |
0,015830368 |
0,0158304 |
0,015830368 |
0,015830368 |
0,015830368 |
|
Cxai |
0 |
0,0032375 |
0,012949918 |
0,029137316 |
0,051799673 |
|
Cxa |
0,015830368 |
0,0190678 |
0,028780287 |
0,044967685 |
0,067630042 |
|
|
|
|
|
|
|
|
M∞ |
0,8 |
|
|
|
|
|
α |
0 |
2 |
4 |
6 |
8 |
|
Cya |
0 |
0,0961976 |
0,192395226 |
0,28859284 |
0,384790453 |
|
Cxa0 |
0,01726748 |
0,0172675 |
0,01726748 |
0,01726748 |
0,01726748 |
|
Cxai |
0 |
0,0033579 |
0,013431721 |
0,030221371 |
0,053726883 |
|
Cxa |
0,01726748 |
0,0206254 |
0,030699201 |
0,047488851 |
0,070994363 |
|
|
|
|
|
|
|
|
M∞ |
1,6 |
|
|
|
|
|
α |
0 |
2 |
4 |
6 |
8 |
|
Cya |
0 |
0,074415 |
0,14883001 |
0,223245016 |
0,297660021 |
|
Cxa0 |
0,032781822 |
0,0327818 |
0,032781822 |
0,032781822 |
0,032781822 |
|
Cxai |
0 |
0,0025976 |
0,010390295 |
0,023378163 |
0,041561179 |
|
Cxa |
0,032781822 |
0,0353794 |
0,043172116 |
0,056159985 |
0,074343001 |
|
|
|
|
|
|
|
|
M∞ |
1,8 |
|
|
|
|
|
α |
0 |
2 |
4 |
6 |
8 |
|
Cya |
0 |
0,074415 |
0,14883001 |
0,223245016 |
0,297660021 |
|
Cxa0 |
0,028460741 |
0,0284607 |
0,028460741 |
0,028460741 |
0,028460741 |
|
Cxai |
0 |
0,0027956 |
0,0111825 |
0,025160624 |
0,044729999 |
|
Cxa |
0,028460741 |
0,0312564 |
0,039643241 |
0,053621365 |
0,07319074 |
|
M∞ |
2 |
|
|
|
|
|
α |
0 |
2 |
4 |
6 |
8 |
|
Cya |
0 |
0,0716056 |
0,143211146 |
0,214816719 |
0,286422291 |
|
Cxa0 |
0,024633144 |
0,0246331 |
0,024633144 |
0,024633144 |
0,024633144 |
|
Cxai |
0 |
0,0024995 |
0,009998024 |
0,022495554 |
0,039992096 |
|
Cxa |
0,024633144 |
0,0271327 |
0,034631168 |
0,047128698 |
0,064625241 |
Расчет балансировочной поляры самолета (М=0,7; М=2; М=1,6)
Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета mzст = 0.
Продольная балансировка осуществляется отклонением органов продольного управления самолетом: отклонением рулей высоты, стабилизатора или одновременно и того и другого.
Каждому значению угла атаки и коэффициенту подъемной силы самолета соответствует угол поворота органов продольного управления, при котором mzст = 0. Этот угол атаки называется балансировочным углом атаки самолета (a= aбал, mzст = 0)