Расчёт взлётно-посадочных поляр

Для расчёта координат точек поляры необходимо определить минимальный коэффициент лобового сопротивления:

При взлёте

При посадке

где -минимальный коэффициент лобового сопротивления самолёта для крейсерского режима.

При влёте: ,

При посадке ,

Прирост сопротивлений при отклонении закрылка, определяются по графику.

Сопротивлением предкрылков пренебрегают.

-коэффициент лобового сопротивления шасси, зависит от схемы шасси и площади лобового сечения всех колес. Коэффициент лобового сопротивления шасси с передней стойкой принимают равным:

где -суммарная площадь лобового сечения всех колес.

Тогда:

При взлёте

При посадке

Формула для расчёта координат точек взлётно-посадочной поляр имеет вид:

Где -минимальный коэффициент лобового сопротивления самолёта для взлётно-посадочного режима.

-эффективное удлинение крыла вблизи Земли.

Для механизированного крыла , определяется по формуле:

При взлёте

При посадке

Величина , для механизированного крыла с учётом влияния Земли находится следующим образом:

При взлёте

При посадке

Полученные значения используются при расчёте координат точек соответствующей поляры. Эффективное удлинение крыла вблизи Земли определяется по формуле:

где

Формула для расчёта координат точек взлётного поляра имеет вид:

Таблица 12 - Координаты точек взлётной поляры для немеханизированного крыла

Суа	0,00	0,10	0,20	0,30	0,40	0,50	0,60	0,70	0,80	0,90	1,00	1,10	1,20
Сха	0,0282	0,0280	0,0281	0,0283	0,0288	0,0295	0,0303	0,0315	0,0328	0,0343	0,0361	0,0380	0,0402

Таблица 13 - Координаты точек взлётной поляры для механизированного крыла без учёта влияния Земли

Суа	0,00	0,10	0,20	0,30	0,40	0,50	0,60	0,70	0,80	0,90	1,00	1,20	1,40	1,60	1,80	2,00	2,10
Сха	0,920	0,920	0,920	0,920	0,920	0,921	0,922	0,923	0,924	0,925	0,927	0,930	0,935	0,940	0,947	0,954	0,958

 

Таблица 14 - Координаты точек взлётной поляры для механизированного крыла с учётом влияния Земли

Суа	0,00	0,10	0,20	0,30	0,40	0,50	0,60	0,70	0,80	0,90	1,00	1,30	1,60	1,90	2,00
Сха	0,921	0,920	0,920	0,920	0,920	0,920	0,921	0,922	0,923	0,924	0,925	0,930	0,938	0,947	0,950

 

Таблица 15 - Координаты точек посадочной поляры для механизированного крыла без учёта влияния Земли

Суа	0,00	0,10	0,20	0,30	0,40	0,50	0,60	0,70	0,80	0,90	1,00	1,30	1,60	1,90	2,10
Сха	0,951	0,950	0,950	0,950	0,950	0,950	0,951	0,952	0,953	0,954	0,955	0,961	0,968	0,977	0,985

 

Таблица 16 - Координаты точек посадочной поляры для механизированного крыла с учётом влияния Земли

Суа	0,00	0,10	0,20	0,30	0,40	0,50	0,60	0,70	0,80	0,90	1,00	1,10	1,30	1,60	1,90	2,10	2,20
Сха	0,952	0,951	0,950	0,950	0,950	0,950	0,950	0,951	0,952	0,953	0,954	0,955	0,959	0,966	0,974	0,981	0,985

 

Рисунок 6- Характеристики подъёмной силы от угла атаки

Рисунок 7 - Взлётно-посадочная поляра

РАСЧЁТ ПОЛЁТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТА

Построение зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки

Из графических зависимостей для профиля крыла определяется производная величина для Маха крейсерского полёта и проводится пересчёт

где

Определяется производная для крыла конечного размаха:

Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки рассчитается для диапазона от до по уравнению:

где -угол нулевой подъёмной силы, выбираемый из характеристик профиля крыла.

Расчёт сводится в таблицу 17.

Таблица 17 - Координаты точек кривых и

	-3
Суа		0,216	0,288	0,36	0,432	0,504	0,576	0,648	0,72	0,792	0,864	0,936
Сха	0,0287	0,0283	0,0290	0,0301	0,0316	0,0335	0,0359	0,0386	0,0418	0,0453	0,0493	0,0537

Построение зависимости коэффициента лобового сопротивления от угла атаки

Координаты точек кривой рассчитываются по полученным в предыдущем пункте значениям коэффициента подъёмной силы по формуле:

Где -минимальный коэффициент лобового сопротивления самолёта при крейсерском режиме полёта.

Результаты расчёта заносятся в таблицу 17.

Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки

Расчёт координат точек зависимости производится по формуле:

Где значения и принимаются для соответствующих углов атаки из таблицы 17

Расчёт зависимости сводится в таблицу 18

Таблица 18 - Координаты точек зависимости аэродинамического качества от угла атаки

	-3
K	0,0000	7,6346	9,9356	11,9638	13,6689	15,0321	16,0618	16,7855	17,2424	17,4756	17,5280	17,4383

Полученные зависимости , и изображаются на следующих Рисунках:

Рисунок 8- Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки

Рисунок 9 - Зависимость коэффициента сопротивления от угла атаки

Рисунок 10 - Зависимость аэродинамического качества от угла атаки

ПОСТРОЕНИЕ СКОВОЗНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЁТА

⇐ Предыдущая123456Следующая ⇒

Поделиться:

Воспользуйтесь поиском по сайту: