Построение взлетной и посадочной поляр

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