Расчет взлетно-посадочной поляры для немеханизированного крыла

Расчет пассивного сопротивления самолета и координат точек поляры проводится в той же последовательности, что и расчет докритической поляры для . Однако в расчете взлетно-посадочной поляры есть одна особенность: вследствие отсутствия данных о взлетно-посадочной скорости самолета-прототипа, принимаем число Маха на взлете и посадке, равное . Отсюда находим, что взлетно-посадочная скорость равна . Расчетная высота Н приравнивается к нулевой, соответственно для этой высоты выбираются другие данные из стандартной атмосферы. Во всем остальном расчет подобен расчету для докритических скоростей самолета. Максимальный коэффициент подъемной силы для взлетно-посадочного режима получает обозначение . Построение взлетно-посадочной поляры аналогично построению докритической поляры.

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Рассмотрим первый участок крыла. Так как и , то число Рейнольдса будет равно

.

Отсюда по формуле (22) n равняется:

Тогда следует, что относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный равна:

.

Из формулы (21) определим еще две относительные координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный и выберем из этих трех минимальную.

Значит .

Найдем по графику удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки для первого участка крыла: .

Так как средние хорды участков увеличиваются, то буду считать, что относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный зависит только от числа Рейнольдса.

Рассмотрим второй участок крыла.: и , то число Рейнольдса будет равно

.

Значит n равно:

.

Тогда следует, что относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный равна:

.

Найдем по графику удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки для второго участка крыла: .

Для продолжения расчетов необходимо найти среднюю величину по формуле (23):

.

Профильное сопротивление крыла определяется по формуле (24):

.

Для определения пассивного сопротивления крыла воспользуемся формулой (25)

.

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

Пассивное сопротивление фюзеляжа определим, пользуясь формулой (26).Число Рейнольдса для фюзеляжа определим по формуле (27)

.

Для определения по графику удвоенного коэффициента сопротивления трения плоской пластинки будем использовать . Тогда .

Поправку, учитывающую влияние удлинения фюзеляжа на трение определим из графика функции . [3] Поправку, учитывающую влияние сжимаемости воздуха на сопротивление трения фюзеляжа определим из графика функции [3].

.

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления оперения

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления горизонтального оперения

Вычислим число Рейнольдса для горизонтального оперения по формуле (20), при , получаем

.

Получим, получим .

Похожие статьи:

Расчет усилия на запрессовку и расспрессовку
Запрессовка Где P – усилие запрессовки Fзап – коэффициент трения при запрессовке D – номинальный диаметр отверстия L – длина отверстия Р – удельное давление на поверхность где – расчетный натяг Е1 и Е2 – модули упругости материала С1 и С2 – коэффициенты ; где М1 и М2 - коэффициенты С1 = 0,70 С2 = 1 ...

Определение эффективных показателей цикла
Давление механических потерь: рМ = а+в∙сп , МПа; (8.1) рМ = 0,09+0,0135∙10,4 = 0,1804 Среднее эффективное давление ре = рi – pм , МПа (8.2) ре = 0,783 – 0,1804 = 0,6026 Эффективный КПД: (8.3) Удельный эффективный расход топлива: (8.4) Диаметр цилиндра: (8.5) Ход поршня: , дм (8.6) Рабоч ...

Расчет полетных характеристик самолета
Построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки Из графических зависимостей для профиля крыла определим величину производной коэффициента подъемной силы по углу атаки для числа Маха крейсерского полета. При , . Произведем пересчет полученной величины по формуле (41) . Определим про ...