-
Построение зависимости максимального аэродинамического
качества от числа Маха
Таблица 19 – Координаты точек кривой зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха
|
М |
0,16 |
0,625 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
0,95 |
|
k |
16,26 |
16,56 |
15,75 |
12,07 |
8,01 |
4,98 |
10. Расчет зависимости подъемной силы от угла
атаки на режиме взлета
Сya – из п. 5.1.3
Vв-п=56 (м/с) - скорость взлета
Ya=0
при
[рис. ]
При
Сya=0,87
(кН)
(кН)
(кН)
Заключение
В результате проделанных расчетов были рассчитаны основные аэродинамические характеристики самолета Citation II.
По
заданным тактико-техническим данным
произведен подбор профиля крыла и
оперения, расчет докритической поляры
на крейсерском режиме полета, которая
показала, что максимальный коэффициент
лобового сопротивления на крейсерском
режиме
соответствует
значению коэффициента подъемной силы
.
Рассчитаны взлетно-посадочные характеристики и поляры для немеханизированного а также для механизированного крыла с учетом и без учета влияния Земли.
По
поляре взлета с учетом влияния Земли
определен максимальный коэффициент
подъемной силы для этого режима (
),
с помощью которого определена располагаемая
подъемная сила (
Н).
Это доказывает, что самолет взлетает,
так как, согласно тактико-техническим
данным, максимальный взлетный вес
составляет 58860 Н.
Рассчитана сетка закритических поляр для скоростей, соответствующих числам Маха М=0,7;0,8;0,9;0,95.
Рассчитаны
зависимости качества, коэффициента
подъемной силы и коэффициента лобового
сопротивления от угла атаки. Из зависимости
качества от угла атаки определено
максимальное качество
,
соответствующее наивыгоднейшему углу
атаки
.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
1. Интернет http://www.airwar.ru
2. Фролов В.А. Расчет аэродинамических характеристик дозвуковых самолетов. Методическое пособие. – Самара 2000. – 41 с.
3. Головин В.М. Филиппов Г.В. Шахов В.Г. Расчет поляр и подбор винта к самолету. Учебное пособие. – Самара 1992. – 68 с.