1.4 Сводка вредных сопротивлений самолета

В сводку вредных сопротивлений самолета, кроме сопротивления рассмотренных основных частей самолета, помещают значения (С_хд S_д) отдельных деталей, являющихся источниками сопротивления. Для антенны примем . Для прижатых тормозных щитков Для отверстий и неровностей капота двигателя .

Сводка составляется в виде таблицы 1.

Минимальный коэффициент сопротивления самолета определяется по формуле (12):

(12)

Таблица 1

Наименование Деталей	Число одинаковых деталей, шт.	Мидель, или площадь , м2	Сх одной детали
Крыло	1	429,42	0,012	5,150	5,150
Вертикальное Оперение	1	55,08	0,008	0,440	0,440
Горизонтальное оперение	1	60,10	0,009	0,540	0,540
Фюзеляж	1	40,80	0,060	2,440	2,440
Мотогондолы	4	2,06	0,040	0,008	0,164
Антенна и т.д.	1	–	0,012	0,012	0,012

Тогда, подставив все полученные значения в формулу (12), получим .

1.5 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется по формуле (13):

(13)

где – поправка, учитывающая влияние формы крыла в плане, удлинения и сужения;

– подъемная сила, выступающая в качестве аргумента;

– эффективное удлинение крыла.

Эффективное удлинение крыла находится по формуле (14):

(14)

где – удлинение крыла, ;

– площадь миделя фюзеляжа, м²;

– площадь миделя мотогондолы, м²;

К_λ – величина, зависящая от угла стреловидности.

Величина К_λ зависит от угла стреловидности и определяется по графику [1,с.12]. К_λ = 0,85.

Поправка δ учитывает влияние формы крыла в плане, удлинение и сужение. Эта поправка определяется по графику [1, с.13] по сужению η данного крыла (в данном случае η = 3,5). Следовательно .

Тогда, , и в итоге по формуле (14) получим . Значит из формулы (13) выходит, что .

1.6 Определение

Предварительно определяется значение максимального коэффициента подъемной силы крыла (при ) по формуле (15):

, (15)

где С_{у max с} – максимальный коэффициент подъемной силы профиля

С_{у max с} = 1,4 ÷ 1,5;

К_η = 0,93 – коэффициент, зависящий от сужения крыла;

χ – угол стреловидности крыла.

Дополнительное вредное сопротивление ∆С_{х вр} при С_у > 0 определяется по осредненному графику ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт) [1, с.14] , где определяется по формуле (16):

. (16)

2 Построение графика зависимости С_у = f (α) и поляры самолета

Для разметки на поляре углов атаки необходимо построить кривую зависимость С_у от α. Построение производим для малых полетных чисел М. Для больших чисел М построенной кривой пользоваться нельзя.

Величина С_у для крыльев большого удлинения до значений С_у < 0,8С_{у max} может быть подсчитана по формуле (17):

С_у = С^α_у (α - α_о), (17)

где α_о - угол нулевой подъемной силы, который может быть выбран в пределах - 1 < α_о < 0 (примем α_о = - 0,5 );

С_у^α - коэффициента наклона кривой, имеющий размерность 1 / град.

Величину С_у^α можно определить по графику [1, с.17].

Линейную часть кривой (рисунок 2) строим по двум точкам. Верхняя часть кривой проводится по лекалу от 0,8С_уmax до С_уmax. Имея кривую С_у = f (α), размечаем углы атаки на поляре.

Весь расчет для построения поляры самолета удобнее вести в таблице 2 (для ). Для расчет ведется аналогично.

Таблица 2

	2	4	8	12	14
	0,155	0,279	0,527	0,775	0,899
	0,002	0,006	0,024	0,054	0,072
	0	0	0	0,001	0,006
	0,023	0,027	0,045	0,076	0,099

По данным таблицы 2 строим поляру (рисунок 2).

Рисунок 2 - Поляра самолета