
Определение эффективного удлинения крыла вблизи Земли:

Определение площади лобового сечения шасси:

Определение коэффициента лобового сопротивления шасси:
.
Определение минимального коэффициента лобового сопротивления на режиме взлета:


Определение минимального коэффициента лобового сопротивления на режиме посадки:


Определение
для взлетного режима:

Определение
для посадочного режима:

Основное уравнение для построения взлетной и посадочной поляр:


Построенный по таким уравнениям график семейства взлетно-посадочных поляр изображен на рисунке 6.
Таблица 11 – Координаты построения семейства взлетно-посадочных и докритической поляр
Сya
| Сxa взлёт
| Сxa посадка
|
| 0.117362195
| 0.187683337
|
0.05
| 0.11682445
| 0.186987432
|
0.1
| 0.11634997
| 0.186354791
|
0.15
| 0.115938753
| 0.185785415
|
0.2
| 0.115590801
| 0.185279302
|
0.25
| 0.115306113
| 0.184836454
|
0.3
| 0.115084688
| 0.184456869
|
0.35
| 0.114926528
| 0.184140549
|
0.4
| 0.114831632
| 0.183887492
|
0.45
| 0.1148
| 0.1836977
|
0.5
| 0.114831632
| 0.183571172
|
0.55
| 0.114926528
| 0.183507908
|
0.6
| 0.115084688
| 0.183507908
|
0.65
| 0.115306113
| 0.183571172
|
0.7
| 0.115590801
| 0.1836977
|
0.75
| 0.115938753
| 0.183887492
|
0.8
| 0.11634997
| 0.184140549
|
0.85
| 0.11682445
| 0.184456869
|
0.9
| 0.117362195
| 0.184836454
|
0.95
| 0.117963204
| 0.185279302
|
| 0.118627476
| 0.185785415
|
1.05
| 0.119355013
| 0.186354791
|
1.1
| 0.120145814
| 0.186987432
|
1.15
| 0.120999879
| 0.187683337
|
1.2
| 0.121917208
| 0.188442506
|
1.25
| 0.122897801
| 0.189264939
|
1.3
| 0.123941658
| 0.190150636
|
1.35
| 0.12504878
| 0.191099597
|
1.4
| 0.126219165
| 0.192111822
|
1.45
| 0.127452814
| 0.193187311
|
1.5
| 0.128749728
| 0.194326064
|

Рисунок 6 - График семейства взлетно-посадочных поляр
Построение зависимости подъемной силы крыла от угла атаки
Подъемная сила вычисляется по формуле:
,
где ρ=1,225 кг/м3 - плотность воздуха,
V≈0,25*340,3=85 м/с - взлетно-посадочная скорость.
1916160*(
Таблица 12 – Зависимость подъемной силы крыла от угла атаки
α
| Ya
| α
| Ya
|
| 1156669,4
|
| 2458424.2
|
| 1301308.9
|
| 2603063.7
|
| 1445948.3
|
| 2747703.1
|
| 1590587.7
|
| 2892342.5
|
| 1735227.1
|
| 3036981.9
|
| 1879866.6
|
| 3181621.3
|
| 2024505.9
|
| 3326260.8
|
| 2169145.4
|
| 3470900.2
|
| 2313784.8
|
| 3615539.6
|
| | | | |
График зависимости
приведен на рисунке 7. Из данного графика видно, что подъемная сила больше взлетного веса самолета (P=mg=268000*9,8=2626400 H), следовательно, на взлетной скорости М=0,25 самолет взлетит при угле атаки α≈10˚.

Рисунок 7 - Зависимости подъемной силы крыла от угла атаки