Расчет поляры крыла с учетом удлинения

Коэффициент сопротивления рассчитывается по формуле:

С_х.мод(α) = С_х.проф.(α) + С_х.доб.+С_х.инд.(С_у(α))

Добавочное сопротивление составляет сопротивление фюзеляжа и сопротивление горизонтального и вертикального оперения. Площади оперения и крыла определим по чертежу.

С_х.доб. = (С_{х.доб.ф.} + С_{х.доб.го. .} + С_{х.доб.во.})/ S_кр

С_{х.доб.ф.} = S_ф·С_ф = 0,00289м²·0,25 = 0,0007225;

С_{х.доб.го.} = S_оп·С_оп = 0,05068м²·0,059 = 0,00299012;

С_{х.доб.во.} = S_оп·С_оп = 0,00114м²·0,4 = 0,000456;

С_х.доб. = (0,0007225+0,00299012+0,000456)/0,288 = 0,014457

Индуктивное сопротивление находим из выражения:

С_х.инд.(С_у(α))= С_у(α)²/(π·λ) = 0,1133·С_у(α)²

Рассчитаем поправку Δα для коэффициента подъемной силы:

Δα = С_у(α)·57,3/(π·λ) = 6.4921·С_у(α)

Строим в Excel зависимости С_х и С_у с учетом удлинения крыла и добавочных сопротивлений:

Рис.7. График зависимости Сy(α) Рис.8. График зависимости Сx(α)

Рассчитаем зависимость положения центра давления от угла атаки в долях САХ:

С_а(α) = С_m(α)/С_у(α)

Рис.9. График зависимости Сa(α)

Нахождение центра масс и момента инерции ЛА

Разбиваем самолет на конструктивные элементы, прикидываем массу каждого элемента и находим координаты их центров масс (см. рис.2., ЦМ обозначены синим цветом). Данные сводим в таблицу, в которой указаны:

1) Объем элементов (S b l)

2) Плотность бальзы (ϒ)

3) Масса элементов самолета (m)

4) Координаты центра масс (Х и Y)

5) Расстояние ЦМ элементов от ЦМ самолёта (Х-Хс и Y-Yc)

	S	l	ϒ	m	X	Y	Х-Хс	Y-Yc
Фюзеляж	0,001659717	1,27		0,199166074			89,79790595	-0,60555
	0,0008	0,22		0,02112
Крыло	0,28835	0,025		0,032439375			-87,2020941	66,39445
Стабил.	0,0628884	0,005		0,001257768			819,7979059	1,394446
Верт.О	0,01445	0,01		0,01734			932,7979059	25,39445
	0,00465	0,005		0,00279		-28	939,7979059	-43,6056
Винт				0,05			-275,202094	-15,6056
Мотор				0,1			-230,202094	-15,6056

Центр масс самолета определяем по приведенной формуле

, где - масса i-ого тела, - радиус-вектор, определяющий положение тела, – масса тела.

Рассчитаем момент инерции самолета относительно центра масс:

, где - масса i-ого тела, – расстояние между ЦМ элементов и ЦМ самолёта

Определим расстояния от точек приложения сил до общего центра масс:

тяга винта: по оси Х – 0,259 м, по оси У – 0,02 м;

аэродинамические силы крыльев меняются с изменением центра давления (на САХ)

аэродинамические силы ГО: оси Х - 0,85 м, по оси У – 0,002 м;

Модель воздушного винта и центровка модели

Используем английский тип винта

диаметр винта: 0,184м

число лопастей: 2

число оборотов: 10500 об/мин = 175 об/с

Рассчитываем относительную поступь винта для режима полета:

Тяга винта определяется формулой:

, где α - коэффициент тяги винта.

Коэффициент тяги винта выбирается для каждого типа винта и угла установки лопастей. По характеристикам винта подбираем ближайший (в книге Кравеца) и оцифровываем для него график зависимости α(λ):

Рис.10. Зависимость тяги винта от коэффициента α.