Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA (стр. 3 из 5)
На посадке винт не влияет на подъёмную силу крыла. Тогда максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли равно:
Исходя из найденных значений
и неизменившейся величины 
, строим посадочную кривую суа(α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 4).2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы: 
А максимальное значение коэффициента подъёмной силы в посадочной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:
Используя найденные значения
, строим посадочную кривую суа(α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 5).2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей cya(α)
Высота полёта расчётная Н=2500 м, скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с . Скорость полёта расчётная V=101,4 м/с , при этом число Маха равно:
Мрасч=V/аН=0,31.
Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. При этом для различных чисел Маха зависимость cya(α) задаётся формулой:
Сводим в таблицу 2 параметры этой зависимости для нескольких чисел Маха.
Таблица 2.
| М | 0,00 | Мрасч=0,31 | 0,40 | 0,50 | 0,60 |
 | 0,078 | 0,082 | 0,085 | 0,090 | 0,097 |
 | 0,603 | 0,634 | 0,658 | 0,696 | 0,754 |
И по этим данным строим крейсерские зависимости cya(α) (рисунок 5).
3. Расчёт и построение поляр самолёта
3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры
1) При построении данной поляры принимают, что закрылки убраны, высота полёта нулевая, экранный эффект отсутствует, скорость полёта минимальна (М=Мmin).
2) Для нахождения профильного сопротивления фюзеляжа, сначала вычислим его число Рейносльдса:
Поскольку воздушный винт находится спереди, то весь фюзеляж обдувается турбулентным потоком, т.е.
. Коэффициент сопротивления одной стороны плоской пластины в таком потоке при заданном числе Рейнольдса Re равен: 
Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:
Профильное сопротивления фюзеляжа как тела вращения определяют по формуле:
Далее учитываются конструктивные особенности фюзеляжа путём определения приращения коэффициента профильного сопротивления:а) из-за сужения кормовой части:
;б) из-за её скошенности:
;в) под влиянием фонаря кабины:
;г) от установленного в носовой части ПД воздушного охлаждения:
Итак, коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа равен:
.Вычислив его для
М=Мmin и Н=0,
получаем:
.3) Для расчёта профильного сопротивления крыла найдём сначала его число Рейнольдса:
.Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:
Коэффициент профильного сопротивления крыла находится так:
и равен
для М=Мmin и Н=0.4) Для расчёта профильного сопротивления стабилизатора найдём сначала его число Рейнольдса:
.Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:
Коэффициент профильного сопротивления стабилизатора находится так:
и равен
для М=Мmin и Н=0.5) Для расчёта профильного сопротивления киля найдём сначала его число Рейнольдса:
Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:
Коэффициент профильного сопротивления киля находится так:
и равен
для М=Мmin и Н=0.6) Рассматриваемый самолёт является среднепланом. Коэффициент интерференции для крыла и фюзеляжа среднеплана равен
. Тогда приращение коэффициента профильного сопротивления крыла за счёт его взаимодействия с фюзеляжем равно: 
для М=Мmin и Н=0
7) Стабилизатор установлен вверху кормовой части фюзеляжа, а значит, коэффициент их интерференции равен
. Тогда приращение коэффициента профильного сопротивления стабилизатора из-за его взаимодействия с фюзеляжем равно: 
для М=Мmin и Н=0 .8) Учтя вклад всех местных источников сопротивления: антенны, выхлопных патрубков, стыков между листами обшивки, щелей между крылом (оперением) и управляющими поверхностями - получаем следующее приращение к коэффициенту сопротивления, не зависящее от М, Н, и α:
9) Вспомогательная поляра строится при отсутствии тяги двигателя. При этом коэффициенты торможения потока для крыла, стабилизатора и киля равны:
10)Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:
Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:
11) Рассчитаем теперь индуктивное сопротивление самолёта, для чего найдём коэффициент отвала поляры:
При М=Мmin:
.Коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы следующим образом:
12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражением:
Итак, теперь можно найти коэффициент лобового сопротивления:
Шасси данного самолёта является неубирающимся, поэтому его воздушное сопротивление (по статистике
) учитывается во всех режимах полёта. Вычислим 
для нескольких значений угла атаки от 
до 
и занесём результаты в таблицу 3.1.