Расчёт и построение взлётных поляр

1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 20^О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=М_min). 2 — 8) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлётном режиме.9) Для учёта вклада обдувки самолёта винтом в лобовое сопротивление найдём коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:

 

 

При этом коэффициенты торможения потока для крыла, киля и стабилизатора равны:

 

 

Коэффициент дополнительного сопротивления из-за обдува части крыла винтом определяется по формуле:

 

 

 для М=М_min и Н=0 .10)

 

Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:

 

 

Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:

 

 

11) Без учёта экрана земли коэффициент отвала поляры рассчитывается по тем же формулам и имеет то же численное значение, что и при расчёте вспомогательной поляры (раздел 3.1, пункт 11): . С учётом экранного эффекта коэффициент отвала поляры ищется по формулам:

 

Итак, коэффициент индуктивного сопротивления без учёта и с учётом экранного эффекта ищется по формулам:

 

 

12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):

 

 

13) Выпущенные на 20^О при взлёте закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:

 

 

где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):

 

 

Вычислим  для нескольких значений угла атаки от  до  и занесём результаты в таблицу 3.2.1. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 7).

 

Таблица 3.2.1

	-9,67	-6	-3	0	3	6	8	10	12	14	15,07
	0	0,285	0,518	0,750	0,983	1,218	1,371	0,991	1,515	1,662	1,669
	0	0,000	0,000	0,001	0,002	0,005	0,007	0,005	0,012	0,027	0,039
	0	0,005	0,018	0,038	0,065	0,100	0,127	0,067	0,155	0,187	0,188
	0,111	0,116	0,129	0,150	0,179	0,215	0,245	0,112	0,278	0,325	0,339

 

Вычислим  для нескольких значений угла атаки от  до  и занесём результаты в таблицу 3.2.2. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 8).

 

Таблица 3.2.2

	-9,67	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6	8	9,62
	0	0,155	0,340	0,525	0,711	0,896	1,081	1,267	1,433	1,530	1,491
	0	0,000	0,000	0,000	0,001	0,002	0,004	0,007	0,013	0,021	0,039
	0	0,001	0,004	0,008	0,015	0,024	0,036	0,049	0,063	0,071	0,074
	0,111	0,112	0,115	0,120	0,128	0,138	0,151	0,167	0,187	0,204	0,224

Расчёт и построение посадочных поляр

1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 40^О, высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=М_min). 2 — 10) При посадке двигатель работает на очень слабом или холостом ходу, и поэтому вкладом обдувки от воздушного винта в сопротивление можно пренебречь. Поэтому все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 10 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и в посадочном режиме. В итоге:

 

 

11) Индуктивное сопротивление и с учётом, и без учёта экранного эффекта задается одними и теми же формулами в посадочном и во взлётном (раздел 3.2, пункт 11) режимах.

12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):

 

 

13) Выпущенные на 40^О при посадке закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:

 

где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков. Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):

 

 

Вычислим  для нескольких значений угла атаки от  до  и занесём результаты в таблицу 3.3.1. По данным этой таблицы строятся посадочные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 9).

 

Таблица 3.3.1

	-14,8	-11	-8	-5	-3	-1	1	4	7	9	12,45
	0	0,295	0,528	0,761	0,916	1,071	1,226	1,459	1,677	1,774	1,839
	0	0,000	0,000	0,001	0,001	0,002	0,003	0,006	0,012	0,017	0,040
	0	0,006	0,019	0,039	0,057	0,077	0,102	0,144	0,190	0,213	0,228
	0,180	0,186	0,199	0,220	0,238	0,260	0,285	0,330	0,382	0,410	0,448

 

Вычислим  для нескольких значений угла атаки от  до  и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).

 

 

Таблица 3.3.2

	-14,8	-12	-10	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6,44
	0	0,260	0,445	0,630	0,816	1,001	1,186	1,372	1,547	1,662	1,712
	0	0,000	0,000	0,001	0,001	0,002	0,004	0,007	0,011	0,018	0,040
	0	0,002	0,006	0,012	0,020	0,031	0,043	0,057	0,073	0,084	0,089
	0,180	0,182	0,186	0,193	0,202	0,213	0,227	0,244	0,264	0,283	0,309

 

Рисунок 4 — Вспомогательные, взлётные и посадочные зависимости с_уа(α) и поляры самолёта.

---

Дата добавления: 2019-07-15; просмотров: 431; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

---

---

Мы поможем в написании ваших работ!