Студопедія
рос | укр

Головна сторінка Випадкова сторінка


КАТЕГОРІЇ:

АвтомобіліБіологіяБудівництвоВідпочинок і туризмГеографіяДім і садЕкологіяЕкономікаЕлектронікаІноземні мовиІнформатикаІншеІсторіяКультураЛітератураМатематикаМедицинаМеталлургіяМеханікаОсвітаОхорона праціПедагогікаПолітикаПравоПсихологіяРелігіяСоціологіяСпортФізикаФілософіяФінансиХімія






Що чути селом?


Дата добавления: 2015-10-15; просмотров: 591


Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением

(4.18)

где А коэффициент отвала поляры первого рода,

коэффициент подъемной силы самолета.

В пределах линейной зависимости коэффициент , где производная коэффициента подъемной силы по углу атаки (раздел 2).

Тогда , (4.19)

где при заданном значении произведение .

Отвал поляры при отсутствии подсасывающей силы для всех чисел Маха определяется:

, где (4.20)

При закругленной передней кромке крыла возможно образование подсасывающей силы. В этом случае для дозвуковых скоростей отвал поляры рассчитывается по формуле

, (4.21)

где эффективное удлинение . Здесь площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами ; эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от формы крыла в плане и чисел Маха.

при (4.22)

где

при (4.23)

При сверхзвуковых скоростях в случае дозвуковой передней кромки крыла отвал поляры рассчитывается с учетом коэффициента подсасывающей силы и коэффициента ее реализации x

где коэффициент подъемной силы самолета на заданном угле атаки. На крыльях с заостренной передней кромкой подсасывающая сила практически не реализуется, в этом случае .

Рис. 4.19 График для расчета

Рис. 4.20 График для расчета коэффициента реализации подсасывающей силы

Коэффициент подсасывающей силы определяется по формуле: , тогда отвал поляры рассчитывается по соотношению

(4.24)

где определяется по графикам зависимости (рис. 4.19) , удлинение консольной части крыла, (рис. 4.20)

Отсюда следует, что с учетом подсасывающей силы отвал поляры изменяется по углам атаки.

5. Построение поляры первого рода, зависимости для самолета при или

Коэффициент лобового сопротивления самолета

Коэффициент подъемной силы самолета

Углы атаки принимаются равными 0°,2°,4° и 6° для крыльев малого удлинения и 0°,3°,6° и 9° для крыльев большого удлинения. Результаты расчета заносятся в таблицу:

 
                 
                 
                 
                 

Поляра первого рода строится в декартовой системе осей координат: значения Сya расположены по оси ординат и значения Сxa по оси абсцисс для заданного числа Маха M¥. На поляре проставляются углы атаки. В качестве примера на рис. 5.1 приведены поляра для дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей для самолета, симметричного относительно плоскости X0Z.

Рис. 5.1


<== предыдущая лекция | следующая лекция ==>
Розспівався! - сердиться ватаг і наново перелічує карби. | Чи не пора варити кулешу на сніданок для вівчарів?
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | <== 8 ==> | 9 | 10 | 11 | 12 | 13 | 14 | 15 | 16 | 17 | 18 |
Studopedia.info - Студопедия - 2014-2021 год . (0.135 сек.) російська версія | українська версія

Генерация страницы за: 0.135 сек.