- liczna Reynoldsa kadłuba
- liczba Macha
- wydłużenie kadłuba
- wydłużenie nosowej części kadłuba
- długość samolotu
- długość nosowej części kadłuba
Sk = 1, 4m2- pole powierzchni maksymalnego przekroju kadłuba
=1, 461 * 10−5
;
;
;
;
-współczynnik oporu tarcia odczytany z wykresu Z.67 wynosi 0,0022 dla
-wsp. uwzględniający wpływ kształtu kadłuba na opór odczytany z wykresu Z.68
wynosi 1,17 dla
-wsp. uwzględniający wpływ ściśliwości powietrza na opór kadłuba odczytany z wykresu Z.69
wynosi 1,04 dla
- pole powierzchni zewnętrznej kadłuba omywanej przez powietrze
;
-pole maksymalnego przekroju czołowego kadłuba wynosi
Współczynnik oporu kadłuba
;
SH = 5m2 - pole powierzchni usterzenia wysokości.
lH = 4m2 - ramię usterzenia poziomego.
S = 19, 2m2 - pole powierzchni nośnej.
ca = 1, 58m - cięciwa aerodynamiczna.
CmS.A. = 0 - wartość współczynnika momentu podłużnego.
Współczynnik siły nośnej usterzenia poziomego
Cecha objętościowa usterzenia poziomego
Względne położenie środka aerodynamicznego płata
Względne położenie środka masy samolotu
Współczynnik oporu usterzenia poziomego
Minimalna wartość współczynnika oporu profilu usterzenia
Przyrost współczynnika oporu profilowego
Wydłużenie usterzenia poziomego skorygowane o wpływ obrysu usterzenia i szczelin miedzy statecznikami a sterem
Tabela 3.1 – Opór pozostałych elementów samolotu.
| L.p. | Podzespół |  | Cx | S | Cx*S |
|---|---|---|---|---|---|
| 1 | Kadłub |  | 0,06 | 1,43 | 0,0858 |
| 2 | Gondole silników |  | 2*0,25 | 2*0,54 | 0,27 |
| 3 | Usterzenie pionowe | Â | 0,01 | 0,52 | 0,0052 |
| 4 |  |  |  | ΣCx*S | 0,361 |
Minimalna wartość współczynnika oporów szkodliwych
Opór szkodliwy
- współczynnik proporcjonalności .
- współczynnik wzrostu oporów na skutek interferencji
aerodynamicznej
Doskonałość aerodynamiczna
Aerodynamiczna funkcja energetyczna
Tabela 2 Charakterystyki aerodynamiczne profilu, płata i samolotu.
| Â | Profil | PÅ‚at | Samolot |
|---|---|---|---|
| L.p | α∞ | Cz∞ | Cx∞ |
| 1.       | -12 | -0,496 | 0,10032 |
| 2.       | -11 | -0,43 | 0,08726 |
| 3.       | -10 | -0,36 | 0,07477 |
| 4.       | -9 | -0,286 | 0,06327 |
| 5.       | -8 | -0,21 | 0,0541 |
| 6.       | -7 | -0,131 | 0,0464 |
| 7.       | -6 | -0,049 | 0,0416 |
| 8.       | -5 | -0,219 | 0,0362 |
| 9.       | -4 | -0,086 | 0,0324 |
| 10.   | -3 | 0,042 | 0,025 |
| 11.   | -2 | 0,165 | 0,0242 |
| 12.   | -1 | 0,287 | 0,0236 |
| 13.   | 0 | 0,303 | 0,0241 |
| 14.   | 1 | 0,402 | 0,0252 |
| 15.   | 2 | 0,503 | 0,0265 |
| 16.   | 3 | 0,601 | 0,0282 |
| 17.   | 4 | 0,694 | 0,0302 |
| 18.   | 5 | 0,926 | 0,0305 |
| 19.   | 6 | 0,834 | 0,0392 |
| 20.   | 7 | 0,912 | 0,0449 |
| 21.   | 8 | 0,979 | 0,0524 |
| 22.   | 9 | 1,041 | 0,06197 |
| 23.   | 10 | 1,096 | 0,07115 |
| 24.   | 11 | 1,143 | 0,08597 |
| 25.   | 12 | 1,181 | 0,09925 |
Wykres Zależność doskonałości, aerodynamicznej funkcji energetycznej od kąta natarcia α.
Wykres Zależność współczynnika siły nośnej samolotu od kąta natarcia.
Wykres Zależność współczynnika siły nośnej płata oraz samolotu od współczynnika oporu.