Сопротивление частей самолета и дополнительных элементов в системе самолета

==================================================================================

Профильное сопротивление фюзеляжа в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.01097 0.01078 0.01067 0.01058 0.01051 0.01046 0.01040 0.01490

H=11.0 0.01180 0.01157 0.01142 0.01131 0.01122 0.01115 0.01108 0.01524

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление фюзеляжа в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

                                                                     0.02735

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление крыла в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00419 0.00399 0.00384 0.00371 0.00360 0.00350 0.00341 0.00494

H=11.0 0.00475 0.00455 0.00441 0.00428 0.00417 0.00407 0.00397 0.00585

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление интерференции крыло + фюзеляж

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00004

H=11.0 0.00004 0.00004 0.00004 0.00003 0.00003 0.00003 0.00003 0.00005

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление крыла в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0                                                               0.17398

H=11.0                                                               0.17398

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление интерферениции крыло + фюзеляж

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0                                                       0.00000 0.00000

H=11.0                                                      0.00000 0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление горизонтального оперения в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00154 0.00145 0.00139 0.00134 0.00129 0.00125 0.00121 0.00144

H=11.0 0.00180 0.00170 0.00163 0.00157 0.00152 0.00147 0.00143 0.00171

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление интерференции горизонтальное оперение + фюзеляж

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

H=11.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление горизонтального оперения в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0                                                               0.01455

H=11.0                                                               0.01455

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление интерферениции горизонтальное оперение + фюзеляж

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0                                                               0.00000

H=11.0                                                               0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление вертикального оперения в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00104 0.00098 0.00094 0.00090 0.00088 0.00085 0.00082 0.00098

H=11.0 0.00122 0.00115 0.00111 0.00107 0.00103 0.00100 0.00097 0.00116

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление вертикального оперения в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0                                                               0.00685

H=11.0                                                               0.00685

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление м/гондол в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00164 0.00162 0.00162 0.00163 0.00164 0.00166 0.00167 0.00172

H=11.0 0.00199 0.00195 0.00194 0.00194 0.00196 0.00197 0.00198 0.00203

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление м/гондол в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

                                                                     0.00028

----------------------------------------------------------------------------------

Профильное сопротивление самолета (без учета дополнительных элементов)

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.01942 0.01886 0.01848 0.01819 0.01795 0.01774 0.01754 0.02402

H=11.0 0.02159 0.02095 0.02053 0.02021  0.01993 0.01969 0.01946 0.02604

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление самолета (без учета дополнительных элементов)

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0                                                               0.22301

H=11.0                                                               0.22301

----------------------------------------------------------------------------------

Суммарное дополнительное сопротивление самолета KdCx= 0.100

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.00194 0.00189 0.00185 0.00182 0.00180 0.00177 0.00175 0.02470

H=11.0 0.00216 0.00210 0.00205 0.00202 0.00199 0.00197 0.00195 0.02490

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент лобового сопротивления самолета при Cya=0

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.02136 0.02074 0.02033 0.02001 0.01975 0.01951 0.01930 0.27173

H=11.0 0.02375 0.02305 0.02258 0.02223 0.02193 0.02166 0.02141 0.27395

----------------------------------------------------------------------------------

Волновое сопротивление самолета от M*=0.633 до M=1.2

       M=0.5 M=0.6 M=0.7 M=0.8 M=0.9 M=1.0 M=1.1 M=1.2

H= 0.0                  0.00132 0.01769 0.06015 0.12439 0.19049 0.22301

H=11.0                  0.00132 0.01769 0.06015 0.12439 0.19049 0.22301

----------------------------------------------------------------------------------

Лобовое сопротивление самолета от M*=0.633 до M=1.2

       M=0.5 M=0.6 M=0.7 M=0.8 M=0.9 M=1.0  M=1.1 M=1.2

H= 0.0                  0.02590 0.04709 0.09439 0.16345 0.23439 0.27173

H=11.0                  0.02809 0.04929 0.09659 0.16566 0.23660 0.27395

==================================================================================

 

Подъемная сила частей самолета в системе самолета

==================================================================================

Среднее значение коэффициента торможения потока перед крылом

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

      1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.98463

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициенты интерференции: крыло + фюзеляж                     kAl0=1.08960

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

 kAl  1.01438 1.01438 1.01438 1.01438 1.01438 1.01438 1.01438 1.01411

DkAl  0.09089 0.09089 0.09089 0.09089 0.09089 0.09089 0.09089  0.09087

 kFi  0.93096 0.93096 0.93096 0.93096 0.93096 0.93096 0.93096 0.93072

DkFi  0.08342 0.08342 0.08342 0.08342 0.08342 0.08342 0.08342 0.08339

----------------------------------------------------------------------------------

Среднее значение коэффициента торможения потока перед горизонтальным оперением

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

      1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.92475

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициенты интерференции: горизонтальное оперение + фюзеляж   kAl0=1.00000

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

 kAl  1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000

DkAl  0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

 kFi  1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000

DkFi  0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

----------------------------------------------------------------------------------

Cкос потока перед горизонтальным оперением

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

eps0   0.751° 0.763° 0.781° 0.807° 0.846° 0.904° 0.999° 0.865°

epsAl  0.1342 0.1363 0.1396 0.1444 0.1513 0.1617 0.1786 0.1546

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 крыла в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 3.82804 3.90566 4.02358 4.19406 4.43922 4.80230 5.38172 5.41470

Alfa0  -5.51° -5.51° -5.51° -5.51° -5.51° -5.51° -5.51° -5.51°

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 горизонтального оперения в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60   M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 0.95093 0.96469 0.98518 1.01389 1.05336 1.10789 1.18554 1.31092

Alfa0   4.71° 4.73° 4.77° 4.83° 4.91° 5.04° 5.26° 4.95°

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 фюзеляжа в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 0.16000 0.16000 0.16000 0.16000 0.16000 0.16000 0.16000 0.18484

Alfa0   1.37° 1.37° 1.37° 1.37° 1.37° 1.37° 1.37° 1.37°

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl мотогондол в системе самолета  dCy/dAl= 0.06400

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 самолета без горизонтального оперения

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 4.05204 4.12966 4.24758 4.41806 4.66322 5.02630 5.60572 5.66354

Alfa0  -4.35° -4.36° -4.37° -4.38° -4.39° -4.41° -4.43° -4.41°

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 самолета c горизонтальным оперением

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dCy/dAl 5.00297 5.09435 5.23275 5.43195 5.71658 6.13419 6.79126 6.97445

Alfa0  -3.26° -3.26° -3.27° -3.29° -3.31° -3.34° -3.38° -3.30°

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент подъемной силы самолета Cya=dCy/dAl(Al-Al0) (линейный участок)

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Al= 0.0° 0.28448 0.29027 0.29906 0.31179 0.33009 0.35721 0.40052 0.40172

Al=10.0° 1.15766 1.17940 1.21235 1.25984 1.32782 1.42783 1.58582 1.61899

Al=20.0° 2.03084 2.06853 2.12564 2.20790 2.32555 2.49844 2.77112 2.83626

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент максимальной подъемной силы самолета и критический угол атаки

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Cya max 1.41588 1.37648 1.33403 1.28853 1.24000 1.18842 1.13379        

Alfa кр 14.46° 13.72° 12.83° 11.80° 10.62° 9.26° 7.69°        

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент отвала поляры

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

      0.04381 0.04379 0.04376 0.04371 0.04364 0.04353 0.04335 0.14341

----------------------------------------------------------------------------------

Максимальное качество Kmax

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 16.344 16.590 16.766 16.907 17.034 17.156 17.286 2.533

H=11.0 15.500 15.739 15.906 16.042 16.165 16.285 16.413 2.523

----------------------------------------------------------------------------------

Наивыгоднейший коэффициент подъемной силы Cy н.в.

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

H= 0.0 0.69827 0.68824 0.68157 0.67661 0.67269 0.66954 0.66719 1.37652

H=11.0 0.73629 0.72550 0.71841 0.71311 0.70884 0.70535 0.70266 1.38214

----------------------------------------------------------------------------------

Поляра самолета Cxa = Cxo + A·Cya^2 для H= 0.0

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Cya= 0.0 0.02136 0.02074 0.02033 0.02001 0.01975 0.01951 0.01930 0.27173

Cya= 0.2 0.02311 0.02249 0.02208 0.02176 0.02149 0.02125 0.02103 0.27747

Cya= 0.4 0.02837 0.02775 0.02733 0.02700 0.02673 0.02648 0.02624 0.29468

Cya= 0.6 0.03713 0.03651 0.03608 0.03574 0.03545 0.03518 0.03491 0.32336

Cya= 0.8 0.04940 0.04877 0.04833 0.04798 0.04767 0.04737 0.04705 0.36351

Cya= 1.0 0.06517 0.06453 0.06408 0.06372 0.06338 0.06304 0.06265 0.41514

Cya= 1.2 0.08445 0.08380 0.08334 0.08295 0.08258               0.47824

Cya= 1.4 0.10723                                                   0.55281

----------------------------------------------------------------------------------

Дополнительное индуктивное сопротивление самолета dCxi для H= 0.0

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Cya= 0.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000      

Cya= 0.2 0.00003 0.00003 0.00003 0.00004 0.00004 0.00005 0.00006        

Cya= 0.4 0.00023 0.00025 0.00027 0.00030 0.00034 0.00039 0.00833        

Cya= 0.6 0.00078 0.00086 0.00094 0.00105 0.00118 0.01166 0.03106        

Cya= 0.8 0.00194 0.00213 0.00236 0.00264 0.02007 0.04330 0.06698        

Cya= 1.0 0.00412 0.00456 0.00774 0.03541 0.06309 0.09049 0.11811        

Cya= 1.2 0.00837 0.02767 0.06013 0.09319 0.12742                          

Cya= 1.4 0.06440                                                              

CyaKrit 1.25176 1.12294 0.98625 0.83931 0.67811 0.49464 0.26622        

----------------------------------------------------------------------------------

Поляра самолета Cxa = Cxo + A·Cya^2 + dCxi для H= 0.0

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Cya= 0.0 0.02136 0.02074 0.02033 0.02001 0.01975 0.01951 0.01930 0.27173

Cya= 0.2 0.02314 0.02252 0.02211 0.02180 0.02153 0.02130 0.02109 0.27747

Cya= 0.4 0.02860 0.02800 0.02760 0.02731 0.02707 0.02686 0.03456 0.29468

Cya= 0.6 0.03792 0.03736 0.03702 0.03679 0.03664 0.04684 0.06597 0.32336

Cya= 0.8 0.05134 0.05089 0.05069 0.05063 0.06774 0.09067 0.11403 0.36351

Cya= 1.0 0.06929 0.06909 0.07182 0.09913 0.12647 0.15353 0.18076 0.41514

Cya= 1.2 0.09281 0.11146 0.14346 0.17614 0.21001               0.47824

Cya= 1.4 0.17163                                                   0.55281

Cya= Max 0.19564 0.21221 0.22686 0.23914 0.24872 0.25540 0.25987        

----------------------------------------------------------------------------------

K max  15.904 16.113 16.243 16.329 16.388 16.005 12.078 2.533

Сya н.в. 0.66058 0.64862 0.63915 0.63054 0.62202 0.49465 0.31460 1.37654

Alfaн.в. 4.31° 4.03° 3.72° 3.36° 2.93° 1.28° -0.72° 8.01°

==================================================================================

 

Продольный момент и положение фокуса частей самолета в системе самолета

==================================================================================

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf крыла в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50   M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl -1.7164 -1.7512 -1.8040 -1.8805 -1.9904 -2.1532 -2.4130 -2.5931

Xf/Lf  0.4484 0.4484 0.4484 0.4484 0.4484 0.4484 0.4484 0.4789

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf горизонтального оперения

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl -0.9199 -0.9333 -0.9531 -0.9809 -1.0191 -1.0719 -1.1472 -1.3000

Xf/Lf  0.9674 0.9674 0.9674 0.9674 0.9675 0.9675 0.9677 0.9917

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf фюзеляжа в системе самолета

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl 0.0337 0.0337 0.0337 0.0337 0.0337 0.0337 0.0337 0.0308

Xf/Lf -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.1667

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl мотогондол в системе самолета  dMz/dAl= -0.0252

Положение мотогондол относительно носка фюзеляжа   Xмгд/Lf= 0.3943

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf самолета без горизонтального оперения

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl -1.7079 -1.7427 -1.7956 -1.8720 -1.9820 -2.1448 -2.4046 -2.5876

Xf/Lf  0.4215 0.4220 0.4227 0.4237 0.4250 0.4267 0.4289 0.4569

----------------------------------------------------------------------------------

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf самолета c горизонтальным оперением

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dMz/dAl -2.6279 -2.6760 -2.7487 -2.8529 -3.0010 -3.2167 -3.5518 -3.8876

Xf/Lf  0.5253 0.5253 0.5253 0.5252 0.5250 0.5244 0.5230 0.5574

----------------------------------------------------------------------------------

Фокус Xf/Ba самолета без горизонтального оперения относительно носка САХ крыла

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Xf/Ba     0.1462 0.1514 0.1589 0.1689 0.1822 0.1994 0.2222 0.5070

----------------------------------------------------------------------------------

Фокус Xf/Ba самолета c горизонтальным оперением относительно носка САХ крыла

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

Xf/Ba  1.2043 1.2046 1.2046 1.2038 1.2014 1.1954 1.1812 1.5320

----------------------------------------------------------------------------------

Смещение фокуса самолета dXf/Ba

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

dXf/Ba 1.0581 1.0532 1.0457 1.0349 1.0192 0.9960 0.9590 1.0250

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 крыла и фюзеляжа в системе с крылом (отнесено к САХ крыла)

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

mz0из.к 0.3691 0.3773 0.3897 0.4075 0.4333 0.4714 0.5322 0.5357

mz0ф(к) 0.1001 0.1002 0.1004 0.1006 0.1009 0.1013 0.1018 0.1013

mz0*   0.4114 0.4183 0.4289 0.4441 0.4660 0.4983 0.5498 0.5523

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 частей самолета без горизонтального оперения

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

mz0к’ -0.1009 -0.1010 -0.1012 -0.1014 -0.1017 -0.1021 -0.1026 -0.1170

mz0ф’ -0.0246 -0.0246 -0.0247 -0.0247 -0.0248 -0.0248 -0.0249 -0.0281

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 самолета без горизонтального оперения (отнесено к САХ кр.)

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

       0.2858 0.2927 0.3030 0.3180 0.3395 0.3714 0.4224 0.4072

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 частей самолета c горизонтальным оперением

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

mz0к   0.2888 0.2947 0.3036 0.3162 0.3336 0.3581 0.3940 0.4170

mz0г.о 0.3521 0.3591 0.3698 0.3852 0.4075 0.4406 0.4937 0.5019

mz0ф   -0.0287 -0.0287 -0.0287 -0.0287 -0.0287 -0.0286 -0.0286 -0.0326

----------------------------------------------------------------------------------

Коэффициент момента mz0 самолета c горизонтальным оперением (отнесено к САХ крыла)

       M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.20

       1.0236 1.0435 1.0736 1.1169 1.1785 1.2685 1.4090 1.4386

==================================================================================

         © Холявко В.И. Аэродинамические характеристики самолета, 1991 - 1998

         © Чмовж В.В. Кафедра 101, 1991 - 2003 Версия 3.21b от 17.06.2003

 

 

Итоговые графики

 

Рис. 2. Общий вид самолёта

 

 

Рис. 3. Профильное сопротивление фюзеляжа в системе самолета

 

 

Рис. 4. Профильное сопротивление изолированного крыла

 

Рис. 5. Профильное сопротивление изолированного горизонтального оперения

 

Рис. 6. Профильное сопротивление изолированного вертикального оперения

 

 

Рис. 7. Лобовое сопротивление самолёта и его частей

 

Рис. 8. Производная коэффициента подъёмной силы

 

Рис. 9. Положение фокуса , выраженное в долях длины фюзеляжа

Рис. 10. Зависимость .

 

Рис. 11. Поляры самолёта при числах М=0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7; 0,8; 1,2

на высоте полёта H=0.

Анализ результатов

       Анализ результатов должен содержать общий характер изменения каждой из величин, приведенных на графиках (увеличивается, уменьшается или остаётся неизменной), их минимальное и максимальное значение., например,

 

       1. Профильное сопротивление фюзеляжа в системе самолета

       Аэродинамический коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа в системе самолета незначительно уменьшается в диапазоне дозвуковых скоростей полёта при . Этот коэффициент при H= 0.0 и M=0.20 имеет максимальное значение, равное 0.01131. При M=0.80 соответствующее минимальное значение равно 0.01064. Для фюзеляжа критическое число . Дальнейшее увеличение скорости полёта приводит к появлению дополнительного волнового сопротивления и резкому росту коэффициента сопротивления. Увеличение высоты полёта способствует росту коэффициента профильного сопротивления вследствие уменьшения числа Re.

 

       2. Профильное сопротивление изолированного крыла (далее самостоятельно)