Содержание
Введение
1. Подготовка исходных данных
2. Расчёт и построение зависимостей cya(α)для различных режимов полёта
2.1 Расчёт и построение зависимостикритического числа Маха от коэффициента подъёмной силы Мкр(суа)
2.2 Расчёт и построение вспомогательнойзависимости cya(α)
2.3 Расчёт и построение взлётных кривыхcya(α)
2.4 Расчёт и построение посадочныхкривых cya(α)
2.5 Расчёт и построение крейсерскихзависимостей cya(α)
3. Расчёт и построение поляр самолёта
3.1 Расчёт и построение вспомогательнойполяры
3.2 Расчёт и построение взлётных поляр
3.3 Расчёт и построение посадочных поляр
3.4 Расчёт и построение крейсерскихполяр
Библиографический список
Введение
В данной работерассматривается />лёгкий спортивный самолет «T-30Katana», представляющий собой одноместный одномоторный свободнонесущий среднепланс закрытой кабиной и неубирающимся шасси. Вычисляются основные геометрические иаэродинамические параметры этого самолёта, на основании которых строятсятеоретические зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки и откоэффициента сопротивления (поляры) для взлетного, крейсерского и посадочногорежимов полёта.
1. Подготовка исходныхданных
Аэродинамическиехарактеристики самолёта зависят от его геометрических параметров. Поэтомусначала по чертежу летательного аппарата (рисунок 1) узнаём необходимые размерыиз заносим их в таблицу 1. В эту же таблицу заносим основные лётно-технические характеристикисамолёта. Далее на основании имеющихся данных вычисляются прочие необходимые геометрическиехарактеристики и также включаются в таблицу вместе с формулами, по которым они быливычислены.
Таблица 1.
Элемент самолета, параметр
Размерность
Обозначение, формула
Значение
1
2
3
4
1. Крыло: 1.1 Размах/ размах его консолей мм
l / lk= l — Dф 7,70/6,77 1.2 Площадь
м2 S 10,60 1.3 Хорда средняя мм B = S / l 1,38 1.4 Хорда центральная мм
b0 1,82 1.5 Хорда концевая мм
bк 0,89 1.6 Сужение в плане
ηb= b0 / bк 2,04 1.7 Относительная толщина профиля центрального
/> 0,20 1.8 Относительная толщина профиля концевого
/> 0,12 1.9 Средняя относительная толщина профиля
/>= (/>∙ ηb + />) / (ηb + 1) 0,17 1.10 Относительная координата максимальной толщины
/>= /> / b 0,23
1.11 Стреловидность по линии
max-х толщин град.
/> -1 1.12 Относительная кривизна профиля %
/> 1,5 1.13 Относительная координата кривизны профиля
/> 0,28 1.14 Угол закрутки концевого сечения град.
/> 3 1.15 Угол атаки нулевой подъемной силы град.
/> -2,77 1.16 Стреловидность по линии 1/4 хорд град.
/>1/4
-6,9
1.17 Стреловидность по линии 1/2 хорд град.
/>1/2 -3,8 1.18 Стреловидность по передней кромке град.
/>п.к +3,2 1.19 Удлинение крыла и консолей крыла геометрические
λ = l2/S и
λк= />/(S-Sф)
5,59
5,12 1.20 Относительная площадь крыла, занимаемая фюзеляжем
/>= Sф/ S 0,155 1.21 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами двигателей.
/>г.д.= Sг.д./S – 1.22 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами шасси
/>г.ш.= Sг.ш./S – 1.23 Относительная площадь не участвующая в обтекании потоком
/> 0,155 1.24 Множитель
kэл 1 1.25 Удлинение эффективное
λэф = λ * Кχ /(1+/>) 4,84 1.26 Производная подъемной силы по углу атаки 1/град
/>= /> 0,077 1.27 Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
/> 0,186 1.28 Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке м h 1,22
2. Закрылок: 2.1 Относительная хорда
/> 0,35 2.2 Размах м
lзк 5,14 2.3 Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками
/> 0,58 2.4 Угол отклонения при взлете град.
δвз 20 2.5 Угол отклонения при посадке град.
δпос 40 2.6 Хорда средняя крыла с выпущенными закрылками м
bср.зк 1,20 2.7 Угол стреловидности по передней кромке закрылка град.
χзк.п -6,1
3. Предкрылок: отсутствует 3.1 Относительная хорда
/> – 3.2 Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылками
/> –
4. Горизонтальное оперение (ГО) 4.1 Хорда средняя м
/>= Sго / lго 0,91 4.2 Относительная толщина м
/>го 0,14 4.3 Размах ГО м
lго 3,00 4.4 Площадь, относительная площадь
м2 / 1
Sго / />го=Sго/ S 2,73/0,26 4.5 Удлинение
λго = />/Sго 3,30 4.6Стреловидность по линии ¼ хорд град
χ 1/4го -0,3 4.7 Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем
/>го(ф) = Sго(ф) / Sго 0,072
5. Вертикальное оперение (ВО) 5.1Площадь, относительная площадь
м2; 1
Sво; />во = Sво / S 1,29; 0,12 5.2 Размах м
lво 1,1 5.3 Хорда средняя м
/>= Sво / lво 1,2 5.4 Относительная толщина м
/>го 0,07
6. Шайбы, пилоны, гребни и т.п. — отсутствуют 6.1 Хорда средняя пилонов м
/>= Sп / lп – 6.2 Относительная толщина пилона
/>п – 6.3 Площадь
м2
Sп –
7. Фюзеляж 7.1 Длина м
lф 5,45 7.2 Площадь миделя
м2
/> 0,83 7.3 Диаметр миделя м
/> 1,02 7.4 Удлинение
λф = lф / /> 5,35 7.5 Длина носовой части м
lн.ф 1,20 7.6 Удлинение носовой части
λн.ф = lн.ф / /> 1,18
7.7Отношение/>к площади крыла
/>ф.м = /> / S 0,078 7.8 Длина кормовой части м
lк.ф 2,03 7.9 Удлинение кормовой части
λк.ф = lк.ф / /> 2,00 7.10 Площадь кормовой части
м2
/> 0,26 7.11 Сужение кормовой части
ηк.ф=/>//> 0,31 7.12 Угол возвышения кормовой части град
βк.ф ~ 4 7.13 Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыла м
ук +0,72
8. Гондола двигателя — нет
9. Воздушный винт 9.1 Диаметр м
DB 1,85 9.2 Расстояние от плоскости винта до ¼ хорды крыла по оси двигателя м
хВ 1,4 9.3 Площадь, ометаемая винтом
м2
SOM=πDB2/4 2,69 9.4 Относительная площадь крыла, обдуваемая винтом
м2
/>обд= Sобд/ S 0,1 9.5 Относительная площадь ГО, обдуваемая винтом
м2
/>ГО.обд= SГО.обд/S 0,15
10. Общие данные 10.1 Взлётная масса самолёта кг
m0 880 10.2 Расчетная скорость полета км/ч V 365 10.3 Расчетная высота полета км H 2,5 10.4 Тип и количество двигателей n 1 проп. дв. 10.5 Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0
даН
(кВт)
Р0i
(N0i)
220
(300 ) 10.6 Среднее за полет аэродина- мическое качество рассматриваемого самолета К ~12,8 10.7 Относительная масса топлива
/>т = mт / m0 0,2 /> /> /> /> />
2. Расчёт и построение зависимостейcya(α) для различных режимов полёта
2.1 Расчёт и построениезависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы Мкр(суа)
Эта зависимость задаётсяформулой:
/>
/>
Рисунок 2 — Зависимостькритического числа Маха от режима полёта
2.2 Расчёт и построениевспомогательной зависимости суа(α)
Эта зависимость строитсядля полёта на нулевой высоте при отсутствии экранного эффекта с убранными средствамимеханизации крыла на минимальной скорости полёта, которая находится по следующейформуле:
/>
Ей соответствует число Маха:
/>
Удлинение крыла данногосамолёта достаточно велико (λ>4), и поэтому для нахождения теоретическогонаибольшего значения коэффициента подъёмной силы можно применить формулу:
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
Определяем три точки дляпостроения графика суа(α):
/>
/>
/>
И строим по этим трём точкамграфик зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, аппроксимируя её параболойв области больших углов атаки (рисунок 3 и рисунок 4, кривая 1).
/>
Рисунок 3 — Вспомогательнаязависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.
2.3 Расчёт и построениевзлётных кривых суа(α)
1) Во взлётном режиме закрылкивыпущены под углом:
/>
Зная данную величину, атакже относительную хорду закрылков />, по справочным данным определяем приращениеугла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:
/>
То есть на взлёте этот уголравняется:
/>
Теперь можно найти приращениемаксимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков поформуле:
/>
где /> — величина определяемая типоммеханизации крыла. Данный самолёт оснащён простым безщелевым отклоняемым закрылком,для которого />. Для учёта влияния обдувки крыла винтомна подъёмную силу найдём сначала коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётномрежиме:
/>
Зная данную величину, атакже относительную площадь крыла, обдуваемую винтом, />, по справочным данным определяем изменениемаксимального значения коэффициента подъёмной силы за счёт обдувки крыла винтом:/>.
Теперь можно вычислить максимальноезначение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранногоэффекта земли:
/>
Исходя из найденных значений/> и неизменившейсявеличины />,строим по аналогии со вспомогательной зависимостью суа(α) из пункта2.2 взлётную кривую суа(α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая2).
2) Учтём теперь влияниеэкрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:
/>
А максимальное значениекоэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации с учётом экранного эффектаземли равно:
/>
Находим фиктивное удлинениекрыла, учитывающее влияние земли:
/>
Тогда производная коэффициентаподъёмной силы по углу атаки с учётом экранного эффекта равна:
/>
Используя найденные значения/> , строимвзлётную кривую суа(α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая3).
2.4 Расчёт и построениепосадочных кривых суа(α)
1) Во время посадки закрылкивыпущены под углом:
/>
Зная данную величину, атакже относительную хорду закрылков />, по справочным данным определяем приращениеугла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:
/>
То есть на посадке этотугол равняется:
/>
Теперь можно найти приращениемаксимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков поформуле:
/>.
На посадке винт не влияетна подъёмную силу крыла. Тогда максимальное значение коэффициента подъёмной силыво взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли равно:
/>
Исходя из найденных значений/> и неизменившейсявеличины />,строим посадочную кривую суа(α) без учёта экрана земли (рисунок4, кривая 4).2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправкув коэффициент подъёмной силы:
/>
А максимальное значениекоэффициента подъёмной силы в посадочной конфигурации с учётом экранного эффектаземли равно:
/>
Используя найденные значения/>, строим посадочнуюкривую суа(α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 5).
2.5 Расчёт и построениекрейсерских зависимостей cya(α)
Высота полёта расчётнаяН=2500 м, скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с. Скоростьполёта расчётная V=101,4 м/с, при этом число Маха равно:
Мрасч=V/аН=0,31.
Самолёт находится в полётнойконфигурации, то есть закрылки убраны. При этом для различных чисел Маха зависимостьcya(α) задаётся формулой:
/>
Сводим в таблицу 2 параметрыэтой зависимости для нескольких чисел Маха.
Таблица 2.М 0,00
Мрасч=0,31 0,40 0,50 0,60
/> 0,078 0,082 0,085 0,090 0,097
/> 0,603 0,634 0,658 0,696 0,754
И по этим данным строимкрейсерские зависимости cya(α) (рисунок 5).
3. Расчёт и построение полярсамолёта
3.1 Расчёт и построениевспомогательной поляры
1) При построении даннойполяры принимают, что закрылки убраны, высота полёта нулевая, экранный эффект отсутствует,скорость полёта минимальна (М=Мmin).
2) Для нахождения профильногосопротивления фюзеляжа, сначала вычислим его число Рейносльдса:
/>
Поскольку воздушный винтнаходится спереди, то весь фюзеляж обдувается турбулентным потоком, т.е. />. Коэффициент сопротивленияодной стороны плоской пластины в таком потоке при заданном числе Рейнольдса Re равен:
/>
Коэффициенты, учитывающиевклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляютсятак:
/>
/>/>
Профильное сопротивленияфюзеляжа как тела вращения определяют по формуле:
/>
Далее учитываются конструктивныеособенности фюзеляжа путём определения приращения коэффициента профильного сопротивления: а)из-за сужения кормовой части:
/> ;
б) из-за её скошенности:
/>;
в) под влиянием фонаря кабины:
/>;
г) от установленного в носовойчасти ПД воздушного охлаждения:
/>
Итак, коэффициент профильногосопротивления фюзеляжа равен:
/>.
Вычислив его для
М=Мmin и Н=0,
получаем: />.
3) Для расчёта профильногосопротивления крыла найдём сначала его число Рейнольдса:
/>.
Коэффициенты, учитывающиевклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляютсятак:
/>
/>
Коэффициент профильногосопротивления крыла находится так:
/>
и равен /> для М=Мmin иН=0.
4) Для расчёта профильногосопротивления стабилизатора найдём сначала его число Рейнольдса:
/>.
Коэффициенты, учитывающиевклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляютсятак:
/>
/>
Коэффициент профильногосопротивления стабилизатора находится так:
/>
и равен /> для М=Мmin иН=0.
5) Для расчёта профильногосопротивления киля найдём сначала его число Рейнольдса:
/>
Коэффициенты, учитывающиевклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляютсятак:
/>
/>
Коэффициент профильногосопротивления киля находится так:
/>
и равен /> для М=Мmin иН=0.
6) Рассматриваемый самолётявляется среднепланом. Коэффициент интерференции для крыла и фюзеляжа среднепланаравен />. Тогдаприращение коэффициента профильного сопротивления крыла за счёт его взаимодействияс фюзеляжем равно:
/>
для М=Мmin иН=0
7) Стабилизатор установленвверху кормовой части фюзеляжа, а значит, коэффициент их интерференции равен />. Тогда приращениекоэффициента профильного сопротивления стабилизатора из-за его взаимодействия сфюзеляжем равно:
/>
для М=Мmin иН=0 .8) Учтя вклад всех местных источников сопротивления: антенны, выхлопных патрубков,стыков между листами обшивки, щелей между крылом (оперением) и управляющими поверхностями- получаем следующее приращение к коэффициенту сопротивления, не зависящее от М,Н, и α:
/>
9) Вспомогательная полярастроится при отсутствии тяги двигателя. При этом коэффициенты торможения потокадля крыла, стабилизатора и киля равны:
/>10)
Итак, коэффициент профильногосопротивления равен:
/>
Коэффициент сопротивленияпри нулевой подъёмной силе равен:
/>
11) Рассчитаем теперь индуктивноесопротивление самолёта, для чего найдём коэффициент отвала поляры:
/>
/>
/>
/>
При М=Мmin: />.
Коэффициент индуктивногосопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы следующим образом: />
12) Приращение коэффициентасопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражением:
/>
Итак, теперь можно найтикоэффициент лобового сопротивления:
/>
Шасси данного самолёта являетсянеубирающимся, поэтому его воздушное сопротивление (по статистике />) учитывается вовсех режимах полёта. Вычислим /> для нескольких значений угла атакиот /> до /> и занесём результатыв таблицу 3.1.
По данным этой таблицы строятсяграфик вспомогательной зависимости />и вспомогательная поляра /> с разметкой угловатаки на ней (рисунок 3.1 и рисунок 4, где кривая 6 — вспомогательная поляра).
Таблица 3.1.
/> -2,77 -2 2 4 6 8 10 12 14 16,73
/> 0,060 0,215 0,370 0,525 0,680 0,836 0,991 1,145 1,259 1,315
/> 0,000 0,000 0,000 0,001 0,001 0,003 0,005 0,009 0,016 0,040
/> 0,000 0,003 0,009 0,019 0,031 0,047 0,067 0,089 0,107 0,117
/> 0,041 0,041 0,044 0,050 0,060 0,074 0,091 0,112 0,139 0,164 0,198
/>
Рисунок 3.1 — построениевспомогательной поляры
3.2 Расчёт и построениевзлётных поляр
1) При построении данныхполяр принимают, что закрылки выпущены под углом 20О, высота полётанулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 — 8) Все промежуточныевеличины, вычисленные в пунктах 2 — 8 при построении вспомогательной поляры (раздел3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлётномрежиме.9) Для учёта вклада обдувки самолёта винтом в лобовое сопротивление найдёмкоэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:
/>
При этом коэффициенты торможенияпотока для крыла, киля и стабилизатора равны:
/>
/>
Коэффициент дополнительногосопротивления из-за обдува части крыла винтом определяется по формуле:
/>
/>
/> для М=Мmin иН=0 .10)
Итак, коэффициент профильногосопротивления равен:
/>
Коэффициент сопротивленияпри нулевой подъёмной силе равен:
/>
11) Без учёта экрана земликоэффициент отвала поляры рассчитывается по тем же формулам и имеет то же численноезначение, что и при расчёте вспомогательной поляры (раздел 3.1, пункт 11): />. С учётом экранногоэффекта коэффициент отвала поляры ищется по формулам:
/>
/>
/>
Итак, коэффициент индуктивногосопротивления без учёта и с учётом экранного эффекта ищется по формулам:
/>
12) Приращение коэффициентасопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями(без учёта и с учётом экранного эффекта):
/>
/>
13) Выпущенные на 20Опри взлёте закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:
/>
где />для данного угла отклонениязакрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперьнаходим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётомэкранного эффекта):
/>
/>
Вычислим /> для несколькихзначений угла атаки от /> до /> и занесём результаты в таблицу 3.2.1.По данным этой таблицы строятся взлётные поляры без учёта экрана земли (рисунок4, кривая 7).
Таблица 3.2.1
/> -9,67 -6 -3 3 6 8 10 12 14 15,07
/> 0,285 0,518 0,750 0,983 1,218 1,371 0,991 1,515 1,662 1,669
/> 0,000 0,000 0,001 0,002 0,005 0,007 0,005 0,012 0,027 0,039
/> 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 несколькихзначений 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 2 4 6 8 9,62
/> 0,155 0,340 0,525 0,711 0,896 1,081 1,267 1,433 1,530 1,491
/> 0,000 0,000 0,000 0,001 0,002 0,004 0,007 0,013 0,021 0,039
/> 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
3.3 Расчёт и построениепосадочных поляр
1) При построении данныхполяр принимают, что закрылки выпущены под углом 40О, высота полёта нулевая,скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 — 10) При посадке двигатель работаетна очень слабом или холостом ходу, и поэтому вкладом обдувки от воздушного винтав сопротивление можно пренебречь. Поэтому все промежуточные величины, вычисленныев пунктах 2 — 10 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляютсяпо тем же формулам и имеют то же численное значение и в посадочном режиме. В итоге:
/>
11) Индуктивное сопротивлениеи с учётом, и без учёта экранного эффекта задается одними и теми же формулами впосадочном и во взлётном (раздел 3.2, пункт 11) режимах.
12) Приращение коэффициентасопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями(без учёта и с учётом экранного эффекта):
/>
/>
13) Выпущенные на 40Опри посадке закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:
/>
где />для данного угла отклонениязакрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учётаи с учётом экранного эффекта):
/>
/>
Вычислим /> для несколькихзначений угла атаки от /> до /> и занесём результаты в таблицу 3.3.1.По данным этой таблицы строятся посадочные поляры без учёта экрана земли (рисунок4, кривая 9).
Таблица 3.3.1
/> -14,8 -11 -8 -5 -3 -1 1 4 7 9 12,45
/> 0,295 0,528 0,761 0,916 1,071 1,226 1,459 1,677 1,774 1,839
/> 0,000 0,000 0,001 0,001 0,002 0,003 0,006 0,012 0,017 0,040
/> 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 несколькихзначений угла атаки от /> до /> и занесём результаты в таблицу 3.3.2По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок4, кривая 10).
Таблица 3.3.2
/> -14,8 -12 -10 -8 -6 -4 -2 2 4 6,44
/> 0,260 0,445 0,630 0,816 1,001 1,186 1,372 1,547 1,662 1,712
/> 0,000 0,000 0,001 0,001 0,002 0,004 0,007 0,011 0,018 0,040
/> 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 суа(α) и поляры самолёта.
3.4 Расчёт и построениекрейсерских поляр
1) Высота полёта расчётнаяН=2500 м, скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с, кинематическаявязкость воздуха равна νН=1,79*10-5м2/с.Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 — 8, 11, 12)Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесьвычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса,входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с. 9,10) В крейсерскомрежиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:
/>
Величины, вычисленные впунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в нихданное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта дляразличных чисел Маха и суа сводим в таблицу:
Таблица 3.4М 0,0 0,3 0,4 0,5 0,6
схо 0,025 0.028 0.027 0.027 0.027
суа
схi
сха
схi
сха
схi
сха
схi
сха
схi
сха 0,0 0,037 0,042 0,041 0,041 0,041 0,1 0,001 0.038 0,001 0.043 0,001 0.042 0,001 0.042 0,001 0.042 0,2 0,003 0,040 0,003 0,045 0,003 0,044 0,003 0,044 0,003 0,044 0,3 0,006 0.043 0,006 0.048 0,006 0.047 0,006 0.047 0,006 0.047 0,4 0.011 0.048 0.011 0.053 0.011 0.052 0.011 0.052 0.011 0.052 0,5 0.017 0.054 0.017 0.059 0.017 0.058 0.017 0.058 0.017 0.058 0,6 0.024 0.062 0.024 0.067 0.024 0.066 0.024 0.066 0.024 0.066 0,7 0.033 0.072 0.033 0.077 0.033 0.076 0.033 0.076 0.033 0.076 0,8 0.043 0.083 0.043 0.088 0.043 0.087 0.043 0.087 0.043 0.087 0,9 0.054 0,095 0.055 0,100 0.055 0,099 0.055 0,099 0.055 0,099 1,0 0.067 0.110 0.068 0.115 0.068 0.114 0.068 0.114 0.068 0.114 1,1 0.081 0.126 0.082 0.131 0.082 0.130 0.082 0.130 0.082 0.130 1,2 0.096 0.146 0.097 0.151 0.097 0.150 0.097 0.150 0.097 0.150 1,315 0.116 0.187 0.117 0.192 0.117 0.191 0.117 0.191 0.117 0.191
/>
Рисунок 5 — Крейсерскиеполяры и зависимости суа (α).
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙСПИСОК
1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта.- М.: Оборонгиз, 1957.
2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристикисамолётов: Учебное пособие. — Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.
3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. — М.:Машиностроение, 1976.