Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA (стр. 4 из 5)
По данным этой таблицы строятся график вспомогательной зависимости
и вспомогательная поляра 
с разметкой углов атаки на ней (рисунок 3.1 и рисунок 4, где кривая 6 - вспомогательная поляра).Таблица 3.1.
 | -2,77 | -2 | 0 | 2 | 4 | 6 | 8 | 10 | 12 | 14 | 16,73 |
 | 0 | 0,060 | 0,215 | 0,370 | 0,525 | 0,680 | 0,836 | 0,991 | 1,145 | 1,259 | 1,315 |
 | 0 | 0,000 | 0,000 | 0,000 | 0,001 | 0,001 | 0,003 | 0,005 | 0,009 | 0,016 | 0,040 |
 | 0 | 0,000 | 0,003 | 0,009 | 0,019 | 0,031 | 0,047 | 0,067 | 0,089 | 0,107 | 0,117 |
 | 0,041 | 0,041 | 0,044 | 0,050 | 0,060 | 0,074 | 0,091 | 0,112 | 0,139 | 0,164 | 0,198 |
Рисунок 3.1 — построение вспомогательной поляры
3.2 Расчёт и построение взлётных поляр
1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 20О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 — 8) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлётном режиме.9) Для учёта вклада обдувки самолёта винтом в лобовое сопротивление найдём коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:
При этом коэффициенты торможения потока для крыла, киля и стабилизатора равны:
Коэффициент дополнительного сопротивления из-за обдува части крыла винтом определяется по формуле:
для М=Мmin и Н=0 .10)Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:
Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:
11) Без учёта экрана земли коэффициент отвала поляры рассчитывается по тем же формулам и имеет то же численное значение, что и при расчёте вспомогательной поляры (раздел 3.1, пункт 11):
. С учётом экранного эффекта коэффициент отвала поляры ищется по формулам: 
Итак, коэффициент индуктивного сопротивления без учёта и с учётом экранного эффекта ищется по формулам:
12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):
13) Выпущенные на 20О при взлёте закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:
где
для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта): 
Вычислим
для нескольких значений угла атаки от 
до 
и занесём результаты в таблицу 3.2.1. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 7).Таблица 3.2.1
| | -9,67 | -6 | -3 | 0 | 3 | 6 | 8 | 10 | 12 | 14 | 15,07 |
 | 0 | 0,285 | 0,518 | 0,750 | 0,983 | 1,218 | 1,371 | 0,991 | 1,515 | 1,662 | 1,669 |
 | 0 | 0,000 | 0,000 | 0,001 | 0,002 | 0,005 | 0,007 | 0,005 | 0,012 | 0,027 | 0,039 |
| | 0 | 0,005 | 0,018 | 0,038 | 0,065 | 0,100 | 0,127 | 0,067 | 0,155 | 0,187 | 0,188 |
 | 0,111 | 0,116 | 0,129 | 0,150 | 0,179 | 0,215 | 0,245 | 0,112 | 0,278 | 0,325 | 0,339 |
Вычислим
для нескольких значений угла атаки от до 
и занесём результаты в таблицу 3.2.2. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 8).Таблица 3.2.2
| | -9,67 | -8 | -6 | -4 | -2 | 0 | 2 | 4 | 6 | 8 | 9,62 |
 | 0 | 0,155 | 0,340 | 0,525 | 0,711 | 0,896 | 1,081 | 1,267 | 1,433 | 1,530 | 1,491 |
 | 0 | 0,000 | 0,000 | 0,000 | 0,001 | 0,002 | 0,004 | 0,007 | 0,013 | 0,021 | 0,039 |
 | 0 | 0,001 | 0,004 | 0,008 | 0,015 | 0,024 | 0,036 | 0,049 | 0,063 | 0,071 | 0,074 |
 | 0,111 | 0,112 | 0,115 | 0,120 | 0,128 | 0,138 | 0,151 | 0,167 | 0,187 | 0,204 | 0,224 |
3.3 Расчёт и построение посадочных поляр
1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 40О, высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 — 10) При посадке двигатель работает на очень слабом или холостом ходу, и поэтому вкладом обдувки от воздушного винта в сопротивление можно пренебречь. Поэтому все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 10 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и в посадочном режиме. В итоге:
11) Индуктивное сопротивление и с учётом, и без учёта экранного эффекта задается одними и теми же формулами в посадочном и во взлётном (раздел 3.2, пункт 11) режимах.
12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):
13) Выпущенные на 40О при посадке закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:
где
для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков. Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта): 
Вычислим
для нескольких значений угла атаки от 
до 
и занесём результаты в таблицу 3.3.1. По данным этой таблицы строятся посадочные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 9).