7.7 Расчет координат взлетно-посадочной поляры

Определим максимальный коэффициент подъемной силы, до которого строится поляра.

где =1,24 – коэффициент влияния удлинения крыла и числа Маха [3, с.45]

=0,93 – коэффициент, зависящий от сужения крыла [2,с.22]

Координаты точек поляры определяются по формуле

где Cxa0=0,0197 – пассивное сопротивление самолета

=0,1 [2, с.22]

=6,6 (см. табл. 1)

Таблица 14 – Координаты точек взлетно-посадочной поляры

Cya	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0	1,15
Cxa	0,0201	0,0297	0,0201	0,022	0,024	0,028	0,032	0,037	0,044	0,051	0,059	0,073

7. Расчет полетных характеристик

1. Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки

Тогда производная для крыла конечного размаха

- угол нулевой подъемной силы [3, c.45]

Таблица 15 – Координаты точек кривых Cya(α) и Cxa(α)

α, град	-0,6	0	1	2	3	4	5	6	7	8	9	10
Cya	0	0,06	0,155	0,252	0,349	0,446	0,543	0,64	0,737	0,834	0,981	1,028
Cxa	0,0195	0,0191	0,0191	0,02	0,022	0,025	0,0285	0,0331	0,0386	0,045	0,0523	0,0605

2. Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления

от угла атаки

3. Построение зависимости аэродинамического качества

от угла атаки

Таблица 16 – Координаты точек зависимости k(α)

α, град	-0,6	0	1	2	3	4	5	6	7	8	9	10
k	0	3,14	8,12	12,6	15,86	17,84	19,05	19,34	19,09	18,53	17,8	16,99

7. Расчет сквозных характеристик самолета

1. Построение зависимости минимального коэффициента

лобового сопротивления самолета от числа Маха

Координаты кривой выбираются из предыдущих разделов курсового проекта для каждого числа Маха и сводятся в таблицу 17.

Таблица 17 – Координаты точек кривой зависимости минимального коэффициента

лобового сопротивления от числа Маха

М	0,16	0,625	0,7	0,8	0,9	0,95
Cxa0	0,0197	0,019	0,021	0,022	0,037	0,082

2. Построение зависимости отвала поляры от числа Маха

Значения отвала поляры выбираются из предыдущих разделов для значения Cya=0,3.

Для взлетно-посадочного режима

М	0,16	0,625	0,7	0,8	0,9	0,95
В	0,048	0,048	0,048	0,078	0,103	0,125