Замыкающие уравнения

Определение коэффициента

10.
где	[2], формула 12.17;
11.	[2], формула 12.9;
12.	[2], формула 6.8;
13.	Рис. 6;
14.
15.
16.	Рис. 7;
17. ,		где берется из варианта задания;
18.
19.	Рис. 8;
20.	Рис. 9;
21. ,	где	[2], формула 10.9;
22.	Рис. 10;
23.	Рис. 11;
Определение коэффициента
24.	[2], формула 7.12;
25.
26.	[2], формула 12.10;
27.	Рис. 12;
Определение коэффициента
28.	Рис. 13;
29.

Из формулы 1 видно, что расчет поляры, по сути, состоит из расчета составляющих коэффициентов сопротивления с последующим их суммированием. Добавляя или убирая отдельные составляющие коэффициенты можно учитывать изменение геометрии самолета и условия обтекания. Например, в случае условий полета при > из математической модели поляры нужно убрать коэффициент сопротивления из-за срыва потока и связанные с ним формулы и добавить коэффициент волнового сопротивления и необходимые для его определения формулы (см. раздел 3.2).

При расчете составляющих коэффициента профильного сопротивления самолета при нулевой подъемной силе, для упрощения дальнейших расчетов, в числах и нужно использовать расчетную крейсерскую скорость из варианта задания.

Для нестреловидных несущих поверхностей и гондол двигателей ТРД и ДТРД, подвешенных на пилонах, нужно задаться высотой шероховатости и воспользоваться рекомендациями [2] с. 112.

Для упрощения влияние шероховатости на сопротивление трения не учитывать. Сопротивление пилонов в работе также не учитывать.

Результаты расчета и сам расчет коэффициента профильного сопротивления самолета при нулевой подъемной силе довольно объемны, поэтому их надо оформить в виде отдельной таблицы, в заголовке граф которой помещаются искомые величины, а число строк равно числу частей самолета.

Для стреловидных несущих поверхностей принять пограничный слой турбулентным.

Для того, чтобы графики поляр получились плавными, нужно сначала построить все графики зависимостей . Путем коррекции числовых значений добиться их плавности и устранить взаимное пересечение. Только после этого их числовые значения можно использовать в математической модели.

Графики поляр и связанных с ними других аэродинамических зависимостей не имеют прямолинейных участков и строятся по расчетным точкам, через которые проводятся плавные линии с помощью лекала ([2], рис.12.12).

Число расчетных точек определяется массивом значений коэффициента подъемной силы по следующей методике, которая должна использоваться и в других расчетных случаях курсовой работы.

Рис. 6. Зависимость коэффициента от числа и

Рис. 7. Зависимость от высоты шероховатости поверхности и числа	Рис. 8. Зависимость коэффициента от относительной толщины и положения точки перехода

Шаг 1. Задаемся массивом значений (не менее десяти) коэффициентов подъемной силы от 0 до с интервалом кратным 0, 1. Интервал может быть и неравномерным. В массив значений нужно обязательно включить величину полетного значения коэффициента подъемной силы.

Далее для каждого значения :

Шаг 2. Рассчитываем или определяем из графиков соответствующие коэффициенты из правой части уравнения (1) математической модели аэродинамических характеристик.

Шаг 3. Определяем коэффициент , просуммировав его составляющие.

Шаг 4. Рассчитываем аэродинамическое качество.

Шаг 5. Определяем углы атаки, используя соответствующие зависимости .

Рис. 9. Зависимость коэффициента от числа полета	Рис. 10. Зависимость коэффициента от удлинения тела вращения
Рис. 11. Зависимость коэффициента от числа и величины тела вращения при = 0	Рис. 12. Определение поправочного коэффициента

Расчет оформляется в виде таблицы. В заголовке граф таблицы записываются значения коэффициентов подъемной силы. Число строк в таблице должно равняться числу искомых величин. Кроме того, в таблицу можно добавлять и строки с вспомогательными величинами, используемыми для расчета соответствующих коэффициентов, например, величину (рис. 13.) и так далее.

Коэффициенты, которые не зависят или не меняются от записать перед таблицей, а в таблицу не вносить.

ВЫВОДЫ. Сделать выводы о применимости (диапазоне скоростей, чисел и ) полученных основных и дополнительных аэродинамических характеристик самолета.