Расчёт и построение крейсерских поляр

Расчёт и построение поляр самолёта Расчёт и построение взлётных поляр Расчёт и построение посадочных поляр Расчёт и построение крейсерских поляр

21525

знаков

таблиц

изображений

Расчёт и построение посадочных поляр

3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна а_Н=330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна ν_Н=1,79*10^-5м²/с . Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 — 8, 11, 12) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесь вычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса, входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с . 9,10) В крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:

Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и с_уа сводим в таблицу:

Таблица 3.4

М	0,0		0,3		0,4		0,5		0,6
с_хо	0,025		0.028		0.027		0.027		0.027
с_уа	с_хi	с_ха	с_хi	с_ха	с_хi	с_ха	с_хi	с_ха	с_хi	с_ха
0,0	0	0,037	0	0,042	0	0,041	0	0,041	0	0,041
0,1	0,001	0.038	0,001	0.043	0,001	0.042	0,001	0.042	0,001	0.042
0,2	0,003	0,040	0,003	0,045	0,003	0,044	0,003	0,044	0,003	0,044
0,3	0,006	0.043	0,006	0.048	0,006	0.047	0,006	0.047	0,006	0.047
0,4	0.011	0.048	0.011	0.053	0.011	0.052	0.011	0.052	0.011	0.052
0,5	0.017	0.054	0.017	0.059	0.017	0.058	0.017	0.058	0.017	0.058
0,6	0.024	0.062	0.024	0.067	0.024	0.066	0.024	0.066	0.024	0.066
0,7	0.033	0.072	0.033	0.077	0.033	0.076	0.033	0.076	0.033	0.076
0,8	0.043	0.083	0.043	0.088	0.043	0.087	0.043	0.087	0.043	0.087
0,9	0.054	0,095	0.055	0,100	0.055	0,099	0.055	0,099	0.055	0,099
1,0	0.067	0.110	0.068	0.115	0.068	0.114	0.068	0.114	0.068	0.114
1,1	0.081	0.126	0.082	0.131	0.082	0.130	0.082	0.130	0.082	0.130
1,2	0.096	0.146	0.097	0.151	0.097	0.150	0.097	0.150	0.097	0.150
1,315	0.116	0.187	0.117	0.192	0.117	0.191	0.117	0.191	0.117	0.191