3. Расчет координат точек поляры взлета с учетом влияния земли

Таблица 8 – Координаты точек поляры взлета с учетом влияния земли

Cya	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0	1,2
Cxa	0,037	0,0366	0,0362	0,036	0,0361	0,0364	0,037	0,038	0,039	0,04	0,042	0,046

4. Расчет координат посадочной поляры с учетом влияния земли

Таблица 9 – Координаты точек посадочной поляры с учетом влияния земли

Cya	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,05	1,23
Cxa	0,0876	0,0866	0,0858	0,0853	0,085	0,0858	0,0853	0,0858	0,0866	0,0876	0,0896	0,093

6. Расчет сетки закритических поляр

В курсовой работе закритические поляры рассчитываются в диапазоне с шагом .

1. Расчет волнового сопротивления крыла

По табл. 10 для ,

Таблица 10

	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
	0,844	0,830	0,816	0,801	0,785	0,769	0,752

Если , то волновое сопротивление определяется формулой

;

Если , то волновое сопротивление определяется формулой

;

где ; .

Результаты расчета волнового сопротивления крыла представлены в табл. 12.

	Волновое сопротивление
0	0,00063	0,0027	0,0132	0,0344
0,1	0,0008	0,0046	0,0178	0,0426
0,2	0,00111	0,0073	0,0235	0,05196
0,3	0,0019	0,0114	0,031	0,0632
0,4	0,00385	0,0161	0,0395	0,07668
0,5	0,0067	0,0223	0,0498	0,0918
0,6	0,0113	0,0301	0,0624	0,1096

Окончательные результаты расчета поляр по формуле сводим в таблицу 12.

Таблица 12 – Сводная таблица лобовых сопротивлений самолета Citation-2

Число Маха	Коэффициент подъемной силы Cya
	0	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
0,7	0,021	0,023	0,025	0,029	0,036	0,045
0,8	0,022	0,025	0,029	0,035	0,044	0,057
0,9	0,037	0,041	0,046	0,054	0,066	0,081
0,95	0,082	0,087	0,093	0,102	0,117	0,135

6. Расчет взлетно-посадочной поляры

Число Маха взлета-посадки примем Мвп=0,16

(м/с)

1. Определение пассивного сопротивления крыла

Определим для двух участков крыла числа Рейнольдса Re, относительные координаты точек перехода ламинарного потока в турбулентный и удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки .

1. Подфюзеляжный участок крыла

bсрпф=3,1 м ; =0.

2Cf пФ=0,0059

2. Консольная часть крыла

2Cfк=0,0052

3. Определение средней величины удвоенного коэффициента сопротивления трения тонкой пластинки

4. Определение профильного сопротивления крыла

5. Определение пассивного сопротивления крыла

,где

kинт=0,5 – коэффициент интерференции [2, с.18]

- относительная длина щелей

lщ=10,2 м ;

2. Расчет пассивного сопротивления фюзеляжа

, =0

[2, c.17]

- поправка на удлинение,

- пренебрегаем поправкой на сжимаемость воздуха, т.к. Мвп<<0,4

- поправка на отклонение носовой части фюзеляжа от формы тела

вращения [3, c.55]

7.3 Расчет пассивного сопротивления оперения

7.3.1 Расчет пассивного сопротивления горизонтального оперения

Так как горизонтальное оперение имеет излом по задней кромке, то разобьем его на 2 участка

; м

, [3, с.13]

; м

, [3, с.13]

7.3.2 Расчет пассивного сопротивления вертикального оперения

Так как вертикальное оперение имеет наплыв, то разбиваем его на два участка: верхний и нижний. Их площади и средние хорды равны:

; м

, так как участок находится за крылом.

, [3, с.13]

; м

, [3, с.13]

, [2, с.19]

7.4 Определение пассивного сопротивления мотогондолы

Пассивное сопротивление мотогондолы определяется аналогично фюзеляжу, меняется лишь величина дополнительного сопротивления , [2, с.20]

, [2, с.20]

,

,, [2,c.19]

5. Расчет пассивного сопротивления пилона

- из-за влияния близости фюзеляжа и мотогондолы

7.6 Определение пассивного сопротивления самолета

Таблица 13 – Сводка лобовых сопротивлений

наименование части самолета	кол-во, шт	площадь Si, м^3	коэф. лобового сопротивления Сxa0i		%
крыло	1	31,2	0,0069	0,215	36,75
фюзеляж	1	2,01	0,096	0,193	32,99
горизонтальное оперение	1	5,88	0,0072	0,049	8,38
вертикальное оперение	1	4,76	0,0077	0,035	5,98
мотогондола	2	0,502	0,0084	0,084	14,36
пилон	2	0,66	0,0068	0,009	1,54

Определим пассивное сопротивление самолета