Построение поляр и расчет динамики полета дозвуковых транспортных и пассажирских самолетов. Чудаков М.В. - 4 стр.

      1 Расчет и построение поляр дозвуковых транспортных
и пассажирских самолетов

     1.1 Общие сведения

       Для построения поляры самолета следует определить коэффициент
подъемной силы С уа и коэффициент лобового сопротивления С ха самоле-
та в диапазоне летных углов атаки. При этом принимают, что подъемная
сила самолета равна подъемной силе крыла, а сопротивление самолета со-
стоит из сопротивления крыла и суммы сопротивлений всех остальных не-
сущих частей.
       Необходимо подсчитать отдельно постоянные и переменные со-
ставляющие лобового сопротивления самолета в формуле:

                                                      вр
            С сам    кр     вр                                    вр
              ха = С ха + С ха = С ха min + С xai + C xa min + ∆С ха =
                                                                         ,   (1.1)
              (
            = С ха min + C вр   ) (            вр
                           xa min + С xai + ∆C ха   )
      или

                   С сам                     вр
                     ха = С х 0 + С xai + ∆С ха ,                            (1.2)

       где С ха min - минимальный коэффициент лобового сопротивления
крыла с учетом взаимного влияния крыла и фюзеляжа и дополнительных
вредных сопротивлений крыла;
        ∆С вр
            ха min - суммарный минимальный коэффициент вредных сопро-
тивлений самолета (при нулевом угле подъемной силы);
        С xai - коэффициент индуктивного сопротивления крыла при задан-
ной форме в плане (с учетом влияния фюзеляжа и гондол двигателей);
        ∆С вр
            ха - прирост коэффициента вредных сопротивлений при углах
атаки, отличных от нулевого угла атаки.

       Расчет сопротивления крыла ведется в предположении, что про-
фильное сопротивление заданного крыла переменного профиля можно
принять равным профильному сопротивлению эквивалентного прямо-
угольного крыла, имеющего те же площадь и постоянную хорду, равную
средней геометрической хорде заданного крыла b А или b э . Эквивалентная
хорда крыла определяется по формуле:


                                   S
                               bэ = ,                                        (1.3)
                                   l
                                                                                4