7. Итоговые графики
Рис. 2. Общий вид самолёта
Рис. 3. Профильное сопротивление фюзеляжа в системе самолета
Рис. 4. Профильное сопротивление изолированного крыла
Рис. 5. Профильное сопротивление изолированного горизонтального оперения
Рис. 6. Профильное сопротивление изолированного вертикального оперения
Рис. 7. Лобовое сопротивление самолёта и его частей
Рис. 8. Производная коэффициента
подъёмной силы
Рис. 9. Положение фокуса
,
выраженное в долях длины фюзеляжа
Рис. 10. Зависимость
.
Рис. 11. Поляры самолёта при числах М=0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7; 0,8; 1,2
на высоте полёта H=0.
8. Анализ результатов
Анализ результатов должен содержать общий характер изменения каждой из величин, приведенных на графиках (увеличивается, уменьшается или остаётся неизменной), их минимальное и максимальное значение., например,
1. Профильное сопротивление фюзеляжа в системе самолета
Аэродинамический
коэффициент профильного
сопротивления фюзеляжа
в системе самолета незначительно
уменьшается в диапазоне дозвуковых
скоростей полёта при
.
Этот коэффициент при H= 0.0
и M=0.20 имеет максимальное
значение, равное 0.01131. При
M=0.80 соответствующее
минимальное значение равно 0.01064.
Для фюзеляжа критическое число
.
Дальнейшее увеличение скорости полёта
приводит к появлению дополнительного
волнового сопротивления и резкому росту
коэффициента сопротивления. Увеличение
высоты полёта способствует росту
коэффициента профильного сопротивления
вследствие уменьшения числа Re.
2. Профильное сопротивление изолированного крыла (далее самостоятельно)