- •Самара, 2011
- •Введение
- •1. Формирование расчетной схемы самолета
- •2. Определение критического числа маха
- •3. Расчет полетной докритической поляры
- •3.1. Уравнение докритической поляры
- •3.2. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления самолета по коэффициентам сопротивления отдельных частей
- •3.3. Метод аналогии с плоской пластиной
- •3.4. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления крыла, горизонтального и вертикального оперения
- •3.5. Определение коэффициента минимального лобового фюзеляжа и мотогондол
- •4. Расчет закритических поляр самолета
- •5. Построение характеристик подъемной силы
- •5.1. Немеханизированное крыло
- •Зависимость коэффициента k от сужения крыла
- •5.2. Построение взлетной и посадочной поляр
5.2. Построение взлетной и посадочной поляр
Взлетную и посадочную поляры строят по уравнению
где суарасч в-п = суаисх+0,5суал, суал - прирост суа на линейном участке зависимости суа() с учетом Земли.
Величину минимального коэффициента лобового сопротивления на режимах взлета и посадки вычисляют по формуле
Здесь сха min – минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета для крейсерского режима полета. Сопротивление выпущенного шасси берется по статистике
Величину дополнительного сопротивления от отклоненных закрылков, расположенных по всему размаху крыла, схазак определяют по графику (рис. 5.9). Сопротивлением предкрылков в первом приближении пренебрегают.
Эффективное удлинение крыла вблизи Земли определяют по формуле
где - отношение расстояния 1/4 средней аэродинамической хорды крыла до Земли к размаху крыла. Зависимости суа (), сха(суа) для докритического режима полета, взлета и посадки строят на общем графике.