Методические указания по выполнению курсовой работы по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов»

Коэффициент сопротивления самолета в целом.


–коэффициент сопротивления самолета в целом.
– суммарное индуктивное сопротивление:

– суммарное волновое сопротивление:
=0.0006151+(0*28.5+0*25.05) / 91.04=0.0006151
– суммарное профильное сопротивление: =0.005318+(0.00663*28.5+0.006792*25.05+0.073382*11.09+0.08 )/ 91.04=0.01976

7. 
   Определение значение максимального коэффициента подъемной силы крыла
   

С_{у max кр} = С_{у max сеч} К_ ( 1 + cos)/2=1.45*0.92*(1+cos0.43)=1.2715

где С_{у max сеч} - максимальный коэффициент подъемной силы профиля

(у современных профилей с относительной толщиной = 12 – 16 %, С_{у max сеч}= 1,4 – 1,5);
К_ - коэффициент, зависящий от сужения крыла. Значения его даны в табл. №1.
 - угол стреловидности крыла.
Таблица № 1

	1	2	3	4
К	0,90	0,94	0,93	0,92

Таблица №2

На рисунке 1 представлена зависимость коэффициента подъемной силы от коэффициента сопротивления самолета , т.е. поляра самолета для крейсерского режима полета.

Рис. 1. Поляра самолета для крейсерского режима полета.
С_{у Кmax} - коэффициент подъемной силы, соответствующий максимальному аэродинамическому качеству самолета – К_max (соответствует значению в точке касательной к поляре);
– максимальное значение

8.