5. Исходные данные

Кинематическая вязкость υ=7,2995·10^-5 м²/с

Геометрическая высота H=11000 м

Скорость звука a=295,069 м/с

Температура T=216,65 К

Плотность ρ=1,94755 кг/м³

Давление P=12111,8 Па

§2. Определение критического числа Маха

Критическое число Маха крыла зависит от формы профиля, формы крыла плана и от подъемной силы крыла (т.е. угла атаки). В соответствии с этим М_кр представляется в виде суммы:

М_кр= М_{кр проф}+ΔМ_крλ+ΔМ_крχ (ф.1.1(1))

М_{кр проф} – значение М_кр для профиля крыла;

ΔМ_крλ,ΔМ_крχ – дополнительные члены, Учитывающие влияние удлинения и стреловидности крыла на величину М_кр.

М_{кр проф}=1-0,7-3,2

С_Ya- значение коэффициента подъемной силы крыла при данном угле атаки; при С_Ya=0.

Č= 0,0406624

Определение Мкр
Мкр пр	0,858845549
ΔМкрλ	0,01
ΔМкрχ	0,1
Мкр	0,968845549

§3. Расчет коэффициента подъемной силы частей самолета

1. Определение коэффициента подъемной силы крыла

Коэффициента подъемной силы для крыльев малого удлинения определяется по следующей формуле:

С_yaкр= (ф.2.1(1))

- производная коэффициента подъемной силы

- коэффициент дополнительной подъемной силы

	Опред.коэф. кр
		0,641054
		1,620565
	M	0,6	0,7	0,968846	1,4	1,6	1.8
		1,491374	0,982038	0,461703
					1,826553	2,328408	2,790106
		0,0205	0,023	0,0244	0,0235	0,0213	0,018
	кр	0,038216	0,042877	0,045487	0,043809	0,039708	0,033556

	0,979796	1,249	1,496663
	0,8	0,714143	0,247666