Коэффициент волнового сопротивления

При дозвуковых скоростях волновое сопротивление отсутствует. А при сверхзвуковых определяется по соотношению

где – коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности с ромбовидным профилем, определяется по графикам.

K– коэффициент, учитывающий влияние на волновое сопротивление ромбовидного профиля формы расчетного профиля в случае крыла бесконечного размаха ,

j–коэффициент, учитывающий влияние относительной толщины профиля, угла стреловидности и удлинения рассматриваемого крыла, определяется из графика.

Так как коэффициент jпринимает отрицательное значение, то принимаем, что он равен нулю. Тогда = .

М=1,6
Крыло	0,0055	0,0036	0,0094
ГО	0,0095	0,0035	0,0131
ВО	0,0085	0,0035	0,0122

Подставляя все полученные значения в формулу (9.1), получаем

	Фюзеляж	Крыло	ГО	ВО	Самолет
М=0,6	0,0133	0,0068	0,0016	0,0014	0,0248
М=1,6	0,0413	0,0145	0,0027	0,0023	0,0612

Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением

гдеА– коэффициент отвала поляры первого рода,

– коэффициент подъемной силы самолета.

Отвал поляры при отсутствии подсасывающей силы для всех чисел Маха определяется:

.

	А
М=0,6	0,2102
М=1,6	0,4355

Построение поляры первого рода.

a
Суa		0,249	0,498	0,747
Схa0	0,0242	0,0242	0,0242	0,0242	М=0,6
Схаi		0,0130	0,0521	0,1173
Cxa	0,0242	0,0372	0,0764	0,1415

a
Суa		0,1202	0,2405	0,3607
Схa0	0,0509	0,0509	0,0509	0,0509	М=1,6
Схаi		0,0063	0,0252	0,0567
Cxa	0,0509	0,0572	0,0761	0,1076

Расчет балансировочной поляры самолета

Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета m_z= 0.

Подъемная сила несбалансированного самолета создает момент тангажа. При балансировке отклонением управляющей поверхности создается такая дополнительная подъемная сила на горизонтальном оперении DY_aго, которая создает уравновешивающий момент тангажа, балансирующий самолет.

отсюда

. Тогда коэффициент подъемной силы сбалансированного самолета:

В пределах малых углов атаки

где

М=0,6	0,0651
М=1,6	0,0223

Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей.

Для полностью поворотного ГО

– коэффициент подъемной силы консольной части ГО

М=0,6	0,0157	0,157
М=1,6	0,0062	0,062

Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями.

Полностью поворотное ГО:

Определение балансировочных углов атаки.

Определение :

М=0,6	0,1897
М=1,6	0,0774

Зависимости при М=0,6, с отклоненными и с неотклоненными рулями.

Зависимости при М=1,6, с отклоненными и с неотклоненными рулями.

Балансировочный угол атаки можно определить по формуле

	(град.)
М=0,6	7,82
М=1,6	3,81

М=0,6	0,5091
М=1,6	0,085

Определение

.

М=0,6	0,0087
М=1,6	0,0018

Определение .

– приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости.

Построение балансировочной поляры самолета.

М=0,6

М=1,6