5. Выполнение расчёта аэродинамических характеристик самолёта

Для расчёта на компьютере необходимо:

I. Ввести логин и пароль:

1. Student

2. $tudent1

II. Войти в программу по адресу:

1. Мой компьютер

2. Programs на “Server-K130” (I:)

3. _Programs

4. Aircraft aerodynamics (Программа для расчёта)

5. PROJECT1.

Появится окно «Геометрические параметры самолёта»

III. Выполнить ввод параметров:

1. Ввести заданные высоты и числа Маха. (Перед окном «Количество чисел Маха» кликнуть непроявленный квадрат, появятся 8 чисел Маха).

2. Ввести количество высот: 2.

3. Ввести тип и схему самолёта.

4. Ввести № группы, фамилию, имя.

5. Площадь крыла с подфюзеляжной частью (в случае ввода площади консолей крыла площадь крыла с подфюзеляжной частью определится позже автоматически).

Ввести требуемые геометрические параметры самолёта. Все линейные размеры вводятся в метрах.

После ввода исходных данных:

В левом верхнем углу экрана поставить курсор на третью справа немую кнопку.

Появится надпись «Общий вид самолёта». Кликнуть эту кнопку. Появится схема самолёта. Проверить схему и при необходимости внести в неё исправления.

В левом верхнем углу поставить курсор на вторую справа немую кнопку. Появится надпись «Выполнить расчёт аэродинамических характеристик самолёта». Кликнуть эту кнопку. Если на экране мелькают цифры, расчёт выполняется.

На любой стадии работы с программой можно запомнить проект, чтобы потом продолжить его выполнение с этого места. Сохранять результаты нужно в папке «Aircraft aerodynamics (Программа расчёта …)» под своей фамилией.

6. Результаты расчета аэродинамических характеристик самолёта

Расчет аэродинамических характеристик летательного аппарата

==================================================================================

Студент: Галета Д.А

Тип самолета: дозвуковой неманевренный. Cхема: обычная. Площадь Sh= 66.052

Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ФЮЗЕЛЯЖА

==================================================================================

Lф=27.550 Dф= 2.900 Lmф= 9.500 Smф= 6.605 Sotф=0.1000 Fб/Sм=32.200 M*=0.926

Lн= 5.800 Dн= 0.000 Lmн= 2.000 Etн= 0.000 Betн= 4.000 Форма: эллипсоидальная

Lк= 8.700 Dк= 0.000 Lmк= 3.000 Etк= 0.000 Betк= 8.000 Форма: криволинейная

Воздухозаборник - отсутствует Sвз= 0.000 Sцт= 0.000 Sцтот=0.0000

Фонарь Lфон= 0.000 Sфон= 0.000

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление изолированного фюзеляжа

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Точка Xt 0.19762 0.18858 0.18424 0.18187 0.18050 0.17968 0.17920 0.17891

H= 0.0 0.06495 0.06241 0.06080 0.05962 0.05868 0.05786 0.05711 0.05432

H=11.0 0.07554 0.07266 0.07078 0.06938 0.06824 0.06725 0.06633 0.06294

----------------------------------------------------------------------------------

Дополнительное профильное сопротивление изолированного фюзеляжа

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.04478 0.04543 0.04587 0.04620 0.04647 0.04671 0.04693 0.09467

H=11.0 0.04242 0.04301 0.04341 0.04372 0.04399 0.04422 0.04444 0.08946

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление изолированного фюзеляжа и его частей M*=0.926

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Носовая 0.18342

Кормовая 0.09009

Фюзеляж 0.27351

----------------------------------------------------------------------------------

Дополнительное волновое сопротивление изолированного фюзеляжа

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl изолированного фюзеляжа и его частей Alfa0= 1.37

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Носовая 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.1488

Цилидрич 0.0996

Кормовая -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000

Фюзеляж 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.8484

----------------------------------------------------------------------------------

Положение фокуса Xf фюзеляжа и его частей в долях длины фюзеляжа относительно носка

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Носовая 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000

Цилидрич 0.2887

Кормовая 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421 0.8421

Фюзеляж -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.1667

==================================================================================

Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО КРЫЛА

==================================================================================

B0= 3.825 Bб= 3.560 Bk= 1.594 Bs= 2.577 L= 24.382 Lk=10.741 Fikр=-1.50

Ba= 2.702 Xa= 0.628 (без наплыва)

Sk= 55.355 Sот=0.8381 Lm= 8.337 Et= 2.233 (без наплыва)

Xi00= 15.0 Xi05= 10.0 Xi10= 4.8 Xic= 11.5 Xi25= 12.5 (без наплыва)

----------------------------------------------------------------------------------

Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350

Сб= 0.140 Сk= 0.100 С= 0.128 Xc= 0.350 f= 0.040 Xf= 0.250 M*=0.772

----------------------------------------------------------------------------------

XB0=10.201 XBb=10.589 Fi= 3.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки

X14=11.479 D14= 2.900 X12=12.369 D14= 2.900

----------------------------------------------------------------------------------

Компоновка - крыло + фюзеляж круглого сечения Kint= 0.042

Dф= 2.900 H= 0.870 Sig=0.119

Концевые элементы - отсутствуют

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент торможения потока перед крылом

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.98463

H=11.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.98463

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление изолированного крыла

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Xt 0.41665 0.38674 0.36896 0.35752 0.34981 0.34448 0.34077 0.00000

H= 0.0 0.00500 0.00476 0.00458 0.00443 0.00430 0.00418 0.00406 0.00599

H=11.0 0.00567 0.00543 0.00526 0.00511 0.00498 0.00485 0.00473 0.00709

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление изолированного крыла M*=0.772

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.21084

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl изолированного крыла Alfa0= -3.01

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

4.1327 4.2165 4.3438 4.5279 4.7926 5.1845 5.8101 5.9385

----------------------------------------------------------------------------------

Положение фокуса Xf крыла в долях бортовой хорды относительно носка бортовой хорды

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.4953 0.4953 0.4953 0.4953 0.4953 0.4953 0.4953 0.7317

==================================================================================

Геометрич. параметры и а/д характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

==================================================================================

B0= 3.278 Bб= 3.278 Bk= 1.366 Bs= 2.322 L= 8.534 Lk= 4.267

Ba= 2.453 Xa= 0.453 (без наплыва)

Sk= 19.816 Sот=0.3000 Lm= 3.675 Et= 2.400 (без наплыва)

Xi00= 26.2 Xi05= 15.0 Xi10= 2.5 Xic= 17.4 Xi25= 20.8 (без наплыва)

----------------------------------------------------------------------------------

Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350

Сб= 0.100 Сk= 0.060 С= 0.088 Xc= 0.400 f=-0.020 Xf= 0.300 M*=0.838

----------------------------------------------------------------------------------

XB0=25.231 XBb=25.231 Fi=-2.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки

X14=26.051 D14= 0.000 X12=26.870 D14= 0.000

X1=12.074 B1= 3.435 Xgo=14.571 Ygo= 4.234 S*/Sk= 0.683

----------------------------------------------------------------------------------

Компоновка - Т-образное оперение Sig=0.000 Kint= 0.000

Концевые элементы - вертик. шайбы Hш= 3.663 Lш= 8.534 Kэл= 1.751

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент торможения потока перед горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.92475

H=11.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.92475

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление изолированного горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Xt 0.35489 0.33055 0.31585 0.30630 0.29982 0.29531 0.29216 0.00000

H= 0.0 0.00513 0.00484 0.00463 0.00445 0.00430 0.00416 0.00403 0.00518

H=11.0 0.00600 0.00566 0.00542 0.00522 0.00505 0.00490 0.00475 0.00615

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление изолированного горизонтального оперения M*=0.838

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.05245

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl изолированного горизонтального оперения Alfa0= 1.32

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

3.6610 3.7232 3.8167 3.9498 4.1370 4.4051 4.8108 5.5892

----------------------------------------------------------------------------------

Положение фокуса Xf горизонтального оперения в долях бортовой хорды

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.4336 0.4336 0.4336 0.4338 0.4340 0.4345 0.4360 0.6374

==================================================================================

Геометрич. параметры и а/д характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

==================================================================================

Вертикальное оперение - разнесенное (шайбы 2шт)

B0= 3.934 Bб= 3.934 Bk= 3.278 Bs= 3.606 L= 3.663 Lk= 3.663

Ba= 3.616 Xa= 0.513 (без наплыва)

Sk= 13.209 Sот=0.2000 Lm= 1.016 Et= 1.200 (без наплыва)

Xi00= 30.0 Xi05= 26.0 Xi10= 21.7 Xic= 27.2 Xi25= 28.0 (без наплыва)

----------------------------------------------------------------------------------

Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350

Сб= 0.120 Сk= 0.080 С= 0.102 Xc= 0.350 f= 0.000 Xf= 0.000 M*=0.839

----------------------------------------------------------------------------------

XB0=23.116 XBb=23.116 Fi= 0.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки

X14=24.099 D14= 0.000 X12=25.083 D14= 0.000

----------------------------------------------------------------------------------

Компоновка a= 2.023 b= 1.094 Lmф= 1.529

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент торможения потока перед вертикальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.99886

H=11.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.99886

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление изолированного вертикального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Xt 0.27043 0.25176 0.24128 0.23485 0.23070 0.22798 0.22620 0.00000

H= 0.0 0.00521 0.00491 0.00470 0.00452 0.00438 0.00424 0.00412 0.00492

H=11.0 0.00611 0.00577 0.00553 0.00533 0.00516 0.00501 0.00486 0.00581

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление изолированного вертикального оперения M*=0.839

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.03430

==================================================================================

Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННЫХ М/ГОНДОЛ

==================================================================================

Расположение м/гондол - на kрыле Ngd= 2 Kint= 1.387

Lгд= 3.480 Dгд= 1.160 Dцт= 0.000 Lm= 3.000 S= 1.057 Sот=0.0160 Fб/Sм=12.000

Расстояние от носка фюзеляжа Lмгд=10.864 M*= 0.667

Тип двигателя - ТРД

Xгд= 0.580 Hгд=-1.160 Aгд= 0.000

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление изолированной м/гондолы

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Точка Xt 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

H= 0.0 0.03701 0.03647 0.03647 0.03669 0.03701 0.03736 0.03770 0.03877

H=11.0 0.04477 0.04385 0.04367 0.04381 0.04408 0.04440 0.04474 0.04578

----------------------------------------------------------------------------------

Дополнительное профильное сопротивление изолированной м/гондолы

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

H=11.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление изолированной м/гондолы M*=0.667

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.00861

----------------------------------------------------------------------------------

Производная подъемной силы изолированной м/гондолы dCy/dAl= 2.0000

==================================================================================

Критическое число Маха самолета M*=0.95 min{0.772,0.838,0.839,0.926,0.667}= 0.633

Сопротивление частей самолета и дополнительных элементов в системе самолета

==================================================================================

Профильное сопротивление фюзеляжа в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.01097 0.01078 0.01067 0.01058 0.01051 0.01046 0.01040 0.01490

H=11.0 0.01180 0.01157 0.01142 0.01131 0.01122 0.01115 0.01108 0.01524

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление фюзеляжа в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.02735

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление крыла в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00419 0.00399 0.00384 0.00371 0.00360 0.00350 0.00341 0.00494

H=11.0 0.00475 0.00455 0.00441 0.00428 0.00417 0.00407 0.00397 0.00585

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление интерференции крыло + фюзеляж

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00004

H=11.0 0.00004 0.00004 0.00004 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00005

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление крыла в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.17398

H=11.0 0.17398

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление интерферениции крыло + фюзеляж

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00000 0.00000

H=11.0 0.00000 0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление горизонтального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00154 0.00145 0.00139 0.00134 0.00129 0.00125 0.00121 0.00144

H=11.0 0.00180 0.00170 0.00163 0.00157 0.00152 0.00147 0.00143 0.00171

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление интерференции горизонтальное оперение + фюзеляж

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

H=11.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление горизонтального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.01455

H=11.0 0.01455

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление интерферениции горизонтальное оперение + фюзеляж

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00000

H=11.0 0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление вертикального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00104 0.00098 0.00094 0.00090 0.00088 0.00085 0.00082 0.00098

H=11.0 0.00122 0.00115 0.00111 0.00107 0.00103 0.00100 0.00097 0.00116

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление вертикального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00685

H=11.0 0.00685

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление м/гондол в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00164 0.00162 0.00162 0.00163 0.00164 0.00166 0.00167 0.00172

H=11.0 0.00199 0.00195 0.00194 0.00194 0.00196 0.00197 0.00198 0.00203

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление м/гондол в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.00028

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление самолета (без учета дополнительных элементов)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.01942 0.01886 0.01848 0.01819 0.01795 0.01774 0.01754 0.02402

H=11.0 0.02159 0.02095 0.02053 0.02021 0.01993 0.01969 0.01946 0.02604

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление самолета (без учета дополнительных элементов)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.22301

H=11.0 0.22301

----------------------------------------------------------------------------------

Суммарное дополнительное сопротивление самолета KdCx= 0.100

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00194 0.00189 0.00185 0.00182 0.00180 0.00177 0.00175 0.02470

H=11.0 0.00216 0.00210 0.00205 0.00202 0.00199 0.00197 0.00195 0.02490

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент лобового сопротивления самолета при Cya=0

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.02136 0.02074 0.02033 0.02001 0.01975 0.01951 0.01930 0.27173

H=11.0 0.02375 0.02305 0.02258 0.02223 0.02193 0.02166 0.02141 0.27395

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление самолета от M*=0.633 до M=1.2

M=0.5 M=0.6 M=0.7 M=0.8 M=0.9 M=1.0 M=1.1 M=1.2

H= 0.0 0.00132 0.01769 0.06015 0.12439 0.19049 0.22301

H=11.0 0.00132 0.01769 0.06015 0.12439 0.19049 0.22301

----------------------------------------------------------------------------------

Лобовое сопротивление самолета от M*=0.633 до M=1.2

M=0.5 M=0.6 M=0.7 M=0.8 M=0.9 M=1.0 M=1.1 M=1.2

H= 0.0 0.02590 0.04709 0.09439 0.16345 0.23439 0.27173

H=11.0 0.02809 0.04929 0.09659 0.16566 0.23660 0.27395

==================================================================================

Подъемная сила частей самолета в системе самолета

==================================================================================

Среднее значение коэффициента торможения потока перед крылом

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.98463

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициенты интерференции: крыло + фюзеляж kAl0=1.08960

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

kAl 1.01438 1.01438 1.01438 1.01438 1.01438 1.01438 1.01438 1.01411

DkAl 0.09089 0.09089 0.09089 0.09089 0.09089 0.09089 0.09089 0.09087

kFi 0.93096 0.93096 0.93096 0.93096 0.93096 0.93096 0.93096 0.93072

DkFi 0.08342 0.08342 0.08342 0.08342 0.08342 0.08342 0.08342 0.08339

----------------------------------------------------------------------------------

Среднее значение коэффициента торможения потока перед горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.92475

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициенты интерференции: горизонтальное оперение + фюзеляж kAl0=1.00000

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

kAl 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000

DkAl 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

kFi 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000

DkFi 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Cкос потока перед горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

eps0 0.751° 0.763° 0.781° 0.807° 0.846° 0.904° 0.999° 0.865°

epsAl 0.1342 0.1363 0.1396 0.1444 0.1513 0.1617 0.1786 0.1546

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 крыла в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 3.82804 3.90566 4.02358 4.19406 4.43922 4.80230 5.38172 5.41470

Alfa0 -5.51° -5.51° -5.51° -5.51° -5.51° -5.51° -5.51° -5.51°

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 горизонтального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 0.95093 0.96469 0.98518 1.01389 1.05336 1.10789 1.18554 1.31092

Alfa0 4.71° 4.73° 4.77° 4.83° 4.91° 5.04° 5.26° 4.95°

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 фюзеляжа в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 0.16000 0.16000 0.16000 0.16000 0.16000 0.16000 0.16000 0.18484

Alfa0 1.37° 1.37° 1.37° 1.37° 1.37° 1.37° 1.37° 1.37°

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl мотогондол в системе самолета dCy/dAl= 0.06400

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 самолета без горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 4.05204 4.12966 4.24758 4.41806 4.66322 5.02630 5.60572 5.66354

Alfa0 -4.35° -4.36° -4.37° -4.38° -4.39° -4.41° -4.43° -4.41°

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 самолета c горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 5.00297 5.09435 5.23275 5.43195 5.71658 6.13419 6.79126 6.97445

Alfa0 -3.26° -3.26° -3.27° -3.29° -3.31° -3.34° -3.38° -3.30°

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент подъемной силы самолета Cya=dCy/dAl(Al-Al0) (линейный участок)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Al= 0.0° 0.28448 0.29027 0.29906 0.31179 0.33009 0.35721 0.40052 0.40172

Al=10.0° 1.15766 1.17940 1.21235 1.25984 1.32782 1.42783 1.58582 1.61899

Al=20.0° 2.03084 2.06853 2.12564 2.20790 2.32555 2.49844 2.77112 2.83626

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент максимальной подъемной силы самолета и критический угол атаки

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Cya max 1.41588 1.37648 1.33403 1.28853 1.24000 1.18842 1.13379

Alfa кр 14.46° 13.72° 12.83° 11.80° 10.62° 9.26° 7.69°

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент отвала поляры

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.04381 0.04379 0.04376 0.04371 0.04364 0.04353 0.04335 0.14341

----------------------------------------------------------------------------------

Максимальное качество Kmax

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 16.344 16.590 16.766 16.907 17.034 17.156 17.286 2.533

H=11.0 15.500 15.739 15.906 16.042 16.165 16.285 16.413 2.523

----------------------------------------------------------------------------------

Наивыгоднейший коэффициент подъемной силы Cy н.в.

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.69827 0.68824 0.68157 0.67661 0.67269 0.66954 0.66719 1.37652

H=11.0 0.73629 0.72550 0.71841 0.71311 0.70884 0.70535 0.70266 1.38214

----------------------------------------------------------------------------------

Поляра самолета Cxa = Cxo + A·Cya^2 для H= 0.0

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Cya= 0.0 0.02136 0.02074 0.02033 0.02001 0.01975 0.01951 0.01930 0.27173

Cya= 0.2 0.02311 0.02249 0.02208 0.02176 0.02149 0.02125 0.02103 0.27747

Cya= 0.4 0.02837 0.02775 0.02733 0.02700 0.02673 0.02648 0.02624 0.29468

Cya= 0.6 0.03713 0.03651 0.03608 0.03574 0.03545 0.03518 0.03491 0.32336

Cya= 0.8 0.04940 0.04877 0.04833 0.04798 0.04767 0.04737 0.04705 0.36351

Cya= 1.0 0.06517 0.06453 0.06408 0.06372 0.06338 0.06304 0.06265 0.41514

Cya= 1.2 0.08445 0.08380 0.08334 0.08295 0.08258 0.47824

Cya= 1.4 0.10723 0.55281

----------------------------------------------------------------------------------

Дополнительное индуктивное сопротивление самолета dCxi для H= 0.0

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Cya= 0.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

Cya= 0.2 0.00003 0.00003 0.00003 0.00004 0.00004 0.00005 0.00006

Cya= 0.4 0.00023 0.00025 0.00027 0.00030 0.00034 0.00039 0.00833

Cya= 0.6 0.00078 0.00086 0.00094 0.00105 0.00118 0.01166 0.03106

Cya= 0.8 0.00194 0.00213 0.00236 0.00264 0.02007 0.04330 0.06698

Cya= 1.0 0.00412 0.00456 0.00774 0.03541 0.06309 0.09049 0.11811

Cya= 1.2 0.00837 0.02767 0.06013 0.09319 0.12742

Cya= 1.4 0.06440

CyaKrit 1.25176 1.12294 0.98625 0.83931 0.67811 0.49464 0.26622

----------------------------------------------------------------------------------

Поляра самолета Cxa = Cxo + A·Cya^2 + dCxi для H= 0.0

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Cya= 0.0 0.02136 0.02074 0.02033 0.02001 0.01975 0.01951 0.01930 0.27173

Cya= 0.2 0.02314 0.02252 0.02211 0.02180 0.02153 0.02130 0.02109 0.27747

Cya= 0.4 0.02860 0.02800 0.02760 0.02731 0.02707 0.02686 0.03456 0.29468

Cya= 0.6 0.03792 0.03736 0.03702 0.03679 0.03664 0.04684 0.06597 0.32336

Cya= 0.8 0.05134 0.05089 0.05069 0.05063 0.06774 0.09067 0.11403 0.36351

Cya= 1.0 0.06929 0.06909 0.07182 0.09913 0.12647 0.15353 0.18076 0.41514

Cya= 1.2 0.09281 0.11146 0.14346 0.17614 0.21001 0.47824

Cya= 1.4 0.17163 0.55281

Cya= Max 0.19564 0.21221 0.22686 0.23914 0.24872 0.25540 0.25987

----------------------------------------------------------------------------------

K max 15.904 16.113 16.243 16.329 16.388 16.005 12.078 2.533

Сya н.в. 0.66058 0.64862 0.63915 0.63054 0.62202 0.49465 0.31460 1.37654

Alfaн.в. 4.31° 4.03° 3.72° 3.36° 2.93° 1.28° -0.72° 8.01°

==================================================================================

Продольный момент и положение фокуса частей самолета в системе самолета

==================================================================================

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf крыла в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl -1.7164 -1.7512 -1.8040 -1.8805 -1.9904 -2.1532 -2.4130 -2.5931

Xf/Lf 0.4484 0.4484 0.4484 0.4484 0.4484 0.4484 0.4484 0.4789

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl -0.9199 -0.9333 -0.9531 -0.9809 -1.0191 -1.0719 -1.1472 -1.3000

Xf/Lf 0.9674 0.9674 0.9674 0.9674 0.9675 0.9675 0.9677 0.9917

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf фюзеляжа в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl 0.0337 0.0337 0.0337 0.0337 0.0337 0.0337 0.0337 0.0308

Xf/Lf -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.1667

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl мотогондол в системе самолета dMz/dAl= -0.0252

Положение мотогондол относительно носка фюзеляжа Xмгд/Lf= 0.3943

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf самолета без горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl -1.7079 -1.7427 -1.7956 -1.8720 -1.9820 -2.1448 -2.4046 -2.5876

Xf/Lf 0.4215 0.4220 0.4227 0.4237 0.4250 0.4267 0.4289 0.4569

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf самолета c горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl -2.6279 -2.6760 -2.7487 -2.8529 -3.0010 -3.2167 -3.5518 -3.8876

Xf/Lf 0.5253 0.5253 0.5253 0.5252 0.5250 0.5244 0.5230 0.5574

----------------------------------------------------------------------------------

Фокус Xf/Ba самолета без горизонтального оперения относительно носка САХ крыла

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Xf/Ba 0.1462 0.1514 0.1589 0.1689 0.1822 0.1994 0.2222 0.5070

----------------------------------------------------------------------------------

Фокус Xf/Ba самолета c горизонтальным оперением относительно носка САХ крыла

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Xf/Ba 1.2043 1.2046 1.2046 1.2038 1.2014 1.1954 1.1812 1.5320

----------------------------------------------------------------------------------

Смещение фокуса самолета dXf/Ba

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dXf/Ba 1.0581 1.0532 1.0457 1.0349 1.0192 0.9960 0.9590 1.0250

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 крыла и фюзеляжа в системе с крылом (отнесено к САХ крыла)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

mz0из.к 0.3691 0.3773 0.3897 0.4075 0.4333 0.4714 0.5322 0.5357

mz0ф(к) 0.1001 0.1002 0.1004 0.1006 0.1009 0.1013 0.1018 0.1013

mz0* 0.4114 0.4183 0.4289 0.4441 0.4660 0.4983 0.5498 0.5523

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 частей самолета без горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

mz0к’ -0.1009 -0.1010 -0.1012 -0.1014 -0.1017 -0.1021 -0.1026 -0.1170

mz0ф’ -0.0246 -0.0246 -0.0247 -0.0247 -0.0248 -0.0248 -0.0249 -0.0281

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 самолета без горизонтального оперения (отнесено к САХ кр.)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

0.2858 0.2927 0.3030 0.3180 0.3395 0.3714 0.4224 0.4072

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 частей самолета c горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

mz0к 0.2888 0.2947 0.3036 0.3162 0.3336 0.3581 0.3940 0.4170

mz0г.о 0.3521 0.3591 0.3698 0.3852 0.4075 0.4406 0.4937 0.5019

mz0ф -0.0287 -0.0287 -0.0287 -0.0287 -0.0287 -0.0286 -0.0286 -0.0326

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 самолета c горизонтальным оперением (отнесено к САХ крыла)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

1.0236 1.0435 1.0736 1.1169 1.1785 1.2685 1.4090 1.4386

==================================================================================

© Холявко В.И. Аэродинамические характеристики самолета, 1991 - 1998

© Чмовж В.В. Кафедра 101, 1991 - 2003 Версия 3.21b от 17.06.2003