Таблица 3.3.1
-14,8 | -11 | -8 | -5 | -3 | -1 | 1 | 4 | 7 | 9 | 12,45 | |
0 | 0,295 | 0,528 | 0,761 | 0,916 | 1,071 | 1,226 | 1,459 | 1,677 | 1,774 | 1,839 | |
0 | 0,000 | 0,000 | 0,001 | 0,001 | 0,002 | 0,003 | 0,006 | 0,012 | 0,017 | 0,040 | |
0 | 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 нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).Таблица 3.3.2
-14,8 | -12 | -10 | -8 | -6 | -4 | -2 | 0 | 2 | 4 | 6,44 | |
0 | 0,260 | 0,445 | 0,630 | 0,816 | 1,001 | 1,186 | 1,372 | 1,547 | 1,662 | 1,712 | |
0 | 0,000 | 0,000 | 0,001 | 0,001 | 0,002 | 0,004 | 0,007 | 0,011 | 0,018 | 0,040 | |
0 | 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 построение крейсерских поляр
1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с , кинематическая вязкость 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 здесь вычисляются 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 крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:
Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и суа сводим в таблицу:
Таблица 3.4
М | 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 | 0,037 | 0 | 0,042 | 0 | 0,041 | 0 | 0,041 | 0 | 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 — Крейсерские поляры и зависимости суа (α).
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта. - М.: Оборонгиз, 1957.
2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристики самолётов: Учебное пособие. - Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.
3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1976.