Расчет полетной докритической поляры

Уравнение докритической поляры

Докритическая поляра самолета строится для расчетной высоты полета и расчетной скорости.

Для винтовых самолетов расчетная скорость на расчетной высоте указывается в задании.

Для скоростных самолетов с ТРД за расчетную скорость принимают скорость полета, соответствующую критическому числу Маха самолета, определенному в разделе 2,

(3.1)

где a(h) –скорость звука на расчетной высоте.
Уравнение докритической поляры самолета имеет вид:

, (3.2)

где A коэффициент отвала поляры, расчетный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление .

Коэффициент отвала поляры A определяется по формуле:

, (3.3)

где эффективное удлинение крыла

. (3.4)

Здесь S_i площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами; l _эфк –эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от удлинения крыла l, сужения крыла h и стреловидности крыла по передней кромке c_{0 .}:

,

причем

, (3.5)

где - удлинение крыла.

Площадь крыла S включает подфюзеляжную часть. При ее определении следует продолжить переднюю и заднюю кромки крыла до пересечения с плоскостью симметрии самолета.

Исходный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление определяется характеристиками профиля и рассчитывается по формуле:

(3.6)

где a₀ – угол нулевой подъемной силы профиля, выраженный в радианах. При отсутствии данных для профиля принимается = 0,1-0,15.

 

Формулу (3.2) можно преобразовать к виду,

(3.7)

Здесь сопротивление при , называется пассивным лобовым сопротивлением, -индуктивно-вихревое сопротивление, учитывающее влияние подъемной силы на лобовое сопротивление самолета,

, (3.8)

, (3.9)

(3.10)

 

Определение коэффициента минимального лобового сопротивления самолета по коэффициентам сопротивления отдельных частей

 

Минимальное сопротивление самолета определяется по формуле:

(3.11)

где K_з – коэффициент запаса, учитывающий неучтенные данной методикой факторы и принимаемый равным 1,05;

c_{xa кр}, c_{xа ф}, c_xaГО, c_xaВО, c_{xa мг} – коэффициенты минимального лобового сопротивления крыла, фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы двигателя соответственно,

m – количество типов мотогондол на самолете;

N_{мг j} – количество мотогондол двигателя данного типа,

S, S_к, S_мф,, S_го,, S_во,, S_{ммг j} - площадь крыла, площадь консолей крыла (без подфюзеляжной части), характерные площади фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы данного типа.