Расчёт и построение полетных поляр

Полётная поляра, или поляра режимов горизонтального полёта, представляет собой кривую зависимости между , и , каждая точка которой соответствует установившемуся горизонтальному полёту на определённой фиксированной высоте и при фиксированном числе Маха.

Полётные поляры рассчитывают и строят только для турбореактивных самолётов для высот, равных 0, 3000, 6000, 9000 и .

Формула для расчета коэффициента в зависимости от числа М

(67)

где – полетный вес самолета, кГ (стр. 7);

– весовая плотность воздуха на расчетной высоте, кГ/м³ (приложение [1]);

а – скорость звука на расчетной высоте, м/с (приложение [1]);

При , т.е. при отсутствии сжимаемости воздуха, коэффициент подъёмной силы определяют для минимально допустимой скорости полёта, вычисляемой по формуле

. (68)

Данные для расчета:

Расчёт производят для фиксированных высот и чисел , равных 0; 0.7; 0.8; 0.856; 0.9; 0.95.

Расчеты результатов по формуле (67) сведены в таблицу 12.

Таблица 12. Полётные поляры

М
Н = 0	Н = 3000	Н = 6000	Нрасч = 8000
	1,0894	1,0894	1,0894	1,0894
0,7	0,1235	0,1390	0,2064	0,2733
0,8	0,0945	0,1064	0,1580	0,2093
0,85	0,0838	0,0942	0,1400	0,1854
0,9	0,0747	0,0841	0,1248	0,1653
0,95	0,0670	0,0754	0,1120	0,1484

В соответствии с рассчитанными значениями для каждой фиксированной высоты наносят точки на крейсерские поляры, соответствующие числам М, равным 0,354; 0.7; 0.8; 0.85; 0.9; 0.95, и для каждого числа маха соединяют их плавными кривыми (рис.4, стр.43). Полученные кривые представляют собой полётные поляры, или поляры режимов горизонтального полёта для разных высот.

Пользуясь полётными полярами, удобно для требуемого режима полёта (угол атаки, высота, скорость, число Маха) определить аэродинамические коэффициенты и , а следовательно, и аэродинамическое качество

,

Что бывает необходимо для расчёта аэродинамических характеристик, например, потребных тяг или мощностей и т.д.

Вывод

В результате расчетов получены кривые зависимости между аэродинамическими коэффициентами и – поляры самолета для различных режимов полета.

Анализируя построенные графики можно заключить следующие выводы:

1) при выпуске механизации крыла (взлетные и посадочные режимы) происходит существенное приращение коэффициента лобового сопротивления самолета и снижение максимального аэродинамического качества: приращение коэффициента лобового сопротивления опережает приращение коэффициента подъемной силы;

2) экранное действие земли, в общем, благоприятно влияет на взлетно-посадочные характеристики. Несмотря на то, что экран уменьшает максимальное значение коэффициента подъемной силы, он способствует росту производной коэффициента подъемной силы по углу атаки, а полет при углах атаки, близких к критическому (коэффициент подъемной силы близок к максимальному значению), не производится; экранное воздействие земли снижает коэффициент лобового сопротивления;

3) с увеличением числа M полета происходит увеличение производной коэффициента производной силы по углу атаки;

4) с увеличением числа M полета происходит значительное приращение (по сравнению с приращением коэффициента подъемной силы) коэффициента лобового сопротивления, что снижает максимальное аэродинамическое качество самолета;

5) при фиксированном значении числа M полета с увеличением высоты происходит увеличение максимального аэродинамического качества самолета.

Список литературы

1. И.И. Логвинов, И.Н. Гусев, В.М. Гарбузов. Поляры транспортного самолёта. Учебное пособие. Москва-Иркутск, 2002.
2. Р.Ф. Хрюкина. Расчет поляр самолета. Методические указания к выполнению курсовой работы. Иркутск, 1985.
3. СТО ИрГТУ 05-2008. Оформление курсовых и дипломных проектов.

Приложение