MECHANIKA LOTU

PROJEKT 3

,,CHARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNE SAMOLOTU’’

WYKONAŁ : KAROL WŁOSIK 187220

DATA ODDANIA: 04.12.2014

Potrzebne dane :

1.Maksymalna prędkość lotu V_∞=168 m/s

2.Długość kadłuba l_k=18,73 m

3.Pole maksymalnego przekroju czołowego kadłuba S_k=5,2 m²

4.Długość nosowej części kadłuba l_nk=4,12 m

5.Kinematyczny współczynnik lepkości ν=1,46 * 10^-5

6. Współczynnik momentu podłużnego płata samolotu względem

środka aerodynamicznego płata Cm_S.A.=0

7.Pole powierzchni usterzenia poziomego S_h=9,2 m²

8.Ramię usterzenia poziomego l_h=7,25 m

9. Kwadrat stosunku średniej wartości prędkości opływu wokół usterzenia wysokości do wartości prędkości opływu niezaburzonego ${\mathbf{(}\frac{\mathbf{V}_{\mathbf{h\infty}}}{\mathbf{V}_{\mathbf{\infty}}}\mathbf{)}}^{\mathbf{2}}\mathbf{= 0,98\ (dla\ usterzen\ typu\ T)}$

10.Pole powierzchni nośnej S = 39,4 m²

11.Średnia cięciwa geomatryczna C_a=2,43 m

12.Rozpiętość usterzenia poziomego b_h=6,94 m

III.1 WSPÓŁCZYNNIK OPORU AERODYNAMICZNEGO KADŁUBA

$$\mathbf{c}_{\mathbf{\text{xk}}}\mathbf{=}\mathbf{c}_{\mathbf{f}}\mathbf{\bullet}\mathbf{\eta}_{\mathbf{k}}\mathbf{\bullet}\mathbf{\eta}_{\mathbf{\text{Ma}}}\mathbf{\bullet}\frac{\mathbf{S}_{\mathbf{\text{ck}}}}{\mathbf{S}_{\mathbf{k}}}\mathbf{,\ gdzie\ :\ }$$

∖n

$$\mathbf{\text{Re}}_{\mathbf{k}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{V}_{\mathbf{\infty}}\mathbf{\bullet}\mathbf{l}_{\mathbf{K}}}{\mathbf{\nu}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{168}\mathbf{\bullet}\mathbf{18,73}}{\mathbf{1,46 \bullet}\mathbf{10}^{\mathbf{- 5}}}\mathbf{= 215 \bullet}\mathbf{10}^{\mathbf{6}}$$

Rys.

Dla Re = 215•10⁶ , c_f=0,0019

b) η_k – współczynnik uwzględniający wpływ kształtu kadłuba na opór. Jego wartość odczytuję z Rys. 3 po wcześniejszym obliczeniu wartości wydłużenia dla kadłuba.

$$\mathbf{\Lambda}_{\mathbf{k}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{l}_{\mathbf{K}}}{\sqrt{\frac{\mathbf{4 \bullet}\mathbf{S}_{\mathbf{K}}}{\mathbf{\pi}}}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{18,73}}{\sqrt{\frac{\mathbf{4 \bullet 5,2}}{\mathbf{\pi}}}}\mathbf{= 7,27}$$

Rys.

Dla Λ_k=7,27 , η_k=1,13∖n

c) η_Ma – współczynnik uwzględniający wpływ ściśliwości powietrza na opór kadłuba. Jego wartość odczytuję z Rys. 4 po wcześniejszym obliczeniu wartości wydłużenia nosowej części kadłuba :

$$\mathbf{\Lambda}_{\mathbf{\text{nk}}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{l}_{\mathbf{\text{NK}}}}{\sqrt{\frac{\mathbf{4 \bullet}\mathbf{S}_{\mathbf{K}}}{\mathbf{\pi}}}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{4,12}}{\sqrt{\frac{\mathbf{4 \bullet 5,2}}{\mathbf{\pi}}}}\mathbf{= 1,62}$$

Liczba Macha dla maksymalnej prędkości lotu :

$$\mathbf{M}\mathbf{=}\frac{\mathbf{V}_{\mathbf{\infty}}}{\mathbf{a}_{\mathbf{d}}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{168}}{\mathbf{340}}\mathbf{= 0,49}$$

Rys.

Z wykresu odczytuję wartość η_Ma dla M=0,50 , wtedy : η_M =1,06

d) S_ck – pole powierzchni zewnętrznej kadłuba omywanej przez powietrze.

$$\mathbf{S}_{\mathbf{\text{ck}}}\mathbf{= 2,85}\mathbf{\bullet}\mathbf{18,73}\mathbf{\bullet}\sqrt{\mathbf{5,2}}\mathbf{= 2,85}\mathbf{\bullet 18,73 \bullet}\sqrt{\mathbf{5,2}}\mathbf{= 131,72\ }\mathbf{m}^{\mathbf{2}}$$

e) Zatem ostatecznie wartość współczynnika oporu kadłuba wynosi:

$$\mathbf{c}_{\mathbf{\text{xk}}}\mathbf{= 0,0019}\mathbf{\bullet 1,13 \bullet 1,06 \bullet}\frac{\mathbf{131,72}}{\mathbf{5,2}}\mathbf{= 0,0576}$$

III.2 WSPÓŁCZYNNIK OPORU AERODYNAMICZNEGO I SIŁY NOŚNEJ USTERZENIA POZIOMEGO

Rys.

A.)WSPÓŁCZYNNIK SIŁY NOŚNEJ USTERZENIA POZIOMEGO

$$\mathbf{\text{Cz}}_{\mathbf{H}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{\text{Cm}}_{\mathbf{\text{S.A.}}}}{\mathbf{\kappa}_{\mathbf{H}}}\mathbf{+}\frac{{\overset{\overline{}}{\mathbf{x}}}_{\mathbf{\text{S.C.}}}\mathbf{-}{\overset{\overline{}}{\mathbf{x}}}_{\mathbf{\text{S.A.}}}}{\mathbf{\kappa}_{\mathbf{H}}}\mathbf{\bullet Cz}$$

a.)κ_H – cecha objętościowa usterzenia materiału

$$\mathbf{\kappa}_{\mathbf{H}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{S}_{\mathbf{H}}\mathbf{\bullet}\mathbf{l}_{\mathbf{H}}}{\mathbf{S \bullet}\mathbf{c}_{\mathbf{a}}}\mathbf{\bullet}\left( \frac{\mathbf{V}_{\mathbf{H\infty}}}{\mathbf{V}_{\mathbf{\infty}}} \right)^{\mathbf{2}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{9,2 \bullet 7,25}}{\mathbf{39,4 \bullet 2,43}}\mathbf{\bullet 0,98 = 0,68}$$

Dla przyjętego w założeniach projektu α=4° , C_z=0,56 , zatem :

$$\mathbf{\text{Cz}}_{\mathbf{H}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{0,28 - 0,233}}{\mathbf{0,68}}\mathbf{\bullet 0,56 = 0,0387}$$

B.) WSPÓŁCZYNNIK OPORU USTERZENIA POZIOMEGO

$$\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{H}}\mathbf{=}\left( \mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{H\infty}} \right)_{\mathbf{\min}}\mathbf{+}\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{\text{szcz}}}\mathbf{+}\frac{\mathbf{\text{Cz}}_{\mathbf{H}}^{\mathbf{2}}}{\mathbf{\pi \bullet}\mathbf{\Lambda}_{\mathbf{\text{eH}}}}$$

(Cx_H∞)_min=0, 0057

Cx_szcz= 0, 005

$$\mathbf{\Lambda}_{\mathbf{\text{eH}}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{b}_{\mathbf{H}}^{\mathbf{2}}}{\mathbf{S}_{\mathbf{H}}}\mathbf{\bullet}\mathbf{e}_{\mathbf{H}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{6,94}_{}^{\mathbf{2}}}{\mathbf{9,2}}\mathbf{\bullet 0,7 = 3,66}$$

Dla przyjętego w założeniach projektu α_p=5,16° , C_ZH=0,0387 , zatem :

$$\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{H}}\mathbf{=}\mathbf{0,0057}\mathbf{+}\mathbf{0,005}\mathbf{+}\frac{\mathbf{0,0387}^{\mathbf{2}}}{\mathbf{\pi \bullet 3,66}}\mathbf{= 0,0108}$$

Obliczone wartości współczynników siły nośnej i oporu czołowego usterzenia poziomego

αp (st)	Cz∞	Czh	Cxh
-21,81	-1,36	-0,094	0,011468
-20,81	-1,36	-0,094	0,011468
-19,77	-1,34	-0,09262	0,011446
-18,68	-1,3	-0,08985	0,011402
-17,60	-1,26	-0,08709	0,01136
-16,50	-1,21	-0,08363	0,011308
-15,37	-1,15	-0,07949	0,011249
-14,25	-1,09	-0,07534	0,011194
-13,02	-0,98	-0,06774	0,011099
-11,83	-0,89	-0,06151	0,011029
-9,44	-0,7	-0,04838	0,010904
-7,03	-0,5	-0,03456	0,010804
-4,62	-0,3	-0,02074	0,010737
-2,18	-0,09	-0,00622	0,010703
-0,97	0,01	0,000691	0,0107
1,47	0,23	0,015897	0,010722
2,70	0,34	0,0235	0,010748
5,15	0,56	0,038706	0,01083
7,59	0,77	0,053221	0,010946
10,00	0,97	0,067044	0,011091
12,46	1,19	0,08225	0,011288
13,60	1,26	0,087088	0,01136
14,70	1,31	0,090544	0,011413
15,85	1,38	0,095382	0,011491
16,95	1,43	0,098838	0,01155
18,05	1,48	0,102294	0,01161
19,12	1,51	0,104368	0,011647
20,12	1,51	0,104368	0,011647
21,1	1,5	0,103676	0,011635
21,95	1,43	0,098838	0,01155

III.3 WSPÓŁCZYNNIK OPORU AERODYNAMICZNEGO USTERZENIA PIONOWEGO

Cx_V=(Cx_V∞)_min+Cx_{V szcz}

Z powodu braku danych o profilu usterzenia pionowego, zakładam, że jest to profil

NACA 0009, dla którego :

(Cx_V∞)_min=0, 0057

Cx_szcz= 0, 005, zatem :

Cx_V=(Cx_V∞)_min+Cx_{V szcz}=0, 0057 + 0, 005 = 0, 0107

L.p.	Podzespół	Cxj	Sj	Cxj*Sj
1	Kadłub	0,0576	5,2	0,299
2	Usterzenie pionowe	0,0107	1,4	0,0149
3	Owiewka silnika	0,061	0,36	0,0219
4	Anteny	0,58	0,008	0,00464
Suma	0,3404

III.4. OPORY SZKODLIWE SAMOLOTU

Minimalna wartość współczynnika oporów szkodliwych wynosi

$$\left( \mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{\text{szk}}} \right)_{\mathbf{\min}}\mathbf{=}\frac{\sum_{\mathbf{j = 1}}^{\mathbf{n}}{\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{j}}\mathbf{\bullet}\mathbf{S}_{\mathbf{j}}}}{\mathbf{S}}\mathbf{=}\frac{\mathbf{0,3404}}{\mathbf{39,4}}\mathbf{= 0,00863}$$

Opór szkodliwy samolotu po uwzględnieniu kąta natarcia samolotu ( dla α_p=5,16° ) , przyjmuję współczynnik proporcjonalności zamian oporów szkodliwych ξ=6

$${\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{\text{szk}}}\mathbf{=}\left( \mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{\text{szk}}} \right)_{\mathbf{\min}}\mathbf{\bullet}\left( \mathbf{1 +}\frac{\left| \mathbf{C}_{\mathbf{z}} \right|}{\mathbf{\xi}} \right)\mathbf{= 0,00863 \bullet}\left( \mathbf{1 +}\frac{\left| \mathbf{0,56} \right|}{\mathbf{6}} \right)\mathbf{= 0,0095}\backslash n}\backslash n\backslash n$$

III.5. WSPÓŁCZYNNIK OPORU KOMPLETNEGO SAMOLOTU

$$\mathbf{Cx =}\left( \mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{p}}\mathbf{+}\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{\text{szk}}}\mathbf{+}\frac{\mathbf{S}_{\mathbf{H}}}{\mathbf{S}}\mathbf{\bullet}\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{H}} \right)\mathbf{\bullet}\left( \mathbf{1 +}\mathbf{K}_{\mathbf{\text{interf}}} \right)$$

a.)Współczynnik wzrostu oporów na skutek interferencji aerodynamicznej K_interf = 0,02

b.) Dla przyjętego w założeniach projektu α_p=5,16°, C_xp=0,0207 , zatem :

$$\mathbf{Cx =}\left( \mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{p}}\mathbf{+}\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{\text{szk}}}\mathbf{+}\frac{\mathbf{S}_{\mathbf{H}}}{\mathbf{S}}\mathbf{\bullet}\mathbf{\text{Cx}}_{\mathbf{H}} \right)\mathbf{\bullet}\left( \mathbf{1 +}\mathbf{K}_{\mathbf{\text{interf}}} \right)\mathbf{=}\left( \mathbf{0,0207 + 0,0095 +}\frac{\mathbf{9,2}}{\mathbf{39,4}}\mathbf{\bullet 0,01083} \right)\mathbf{\bullet}\left( \mathbf{1 + 0,02} \right)\mathbf{= 0,0333}$$

III.6 WSPÓŁCZYNNIK SIŁY NOŚNEJ CAŁEGO SAMOLOTU

$$\mathbf{Cz =}\mathbf{\text{Cz}}_{\mathbf{\infty}}\mathbf{+}\frac{\mathbf{S}_{\mathbf{H}}}{\mathbf{S}}\mathbf{\bullet}\mathbf{\text{Cz}}_{\mathbf{H}}$$

Obliczenie wykonuję dla założonego do obliczeń kąta natarcia α_p=5,16°

$$\mathbf{Cz =}\mathbf{\text{Cz}}_{\mathbf{\infty}}\mathbf{+}\frac{\mathbf{S}_{\mathbf{H}}}{\mathbf{S}}\mathbf{\bullet}\mathbf{\text{Cz}}_{\mathbf{H}}\mathbf{= 0,56 +}\frac{\mathbf{9,2}}{\mathbf{39,4}}\mathbf{\bullet}\left( \mathbf{0,0387} \right)\mathbf{= 0,569}$$

α∞ (st)	αp (st)	Cz∞	Czh	Cxh	C`xp	Cxszk	Cx	Cz
-19	-21,81	-1,36	-0,0940	0,01147	0,11278	0,01067	0,13117	-1,38195
-18	-20,81	-1,36	-0,0940	0,01147	0,10278	0,01067	0,11845	-1,38195
-17	-19,77	-1,34	-0,0926	0,01145	0,09098	0,01064	0,10638	-1,36163
-16	-18,69	-1,3	-0,0899	0,01140	0,08646	0,01059	0,10171	-1,32098
-15	-17,60	-1,26	-0,0871	0,01136	0,07806	0,01053	0,09306	-1,28034
-14	-16,50	-1,21	-0,0836	0,01131	0,07095	0,01045	0,08572	-1,22953
-13	-15,38	-1,15	-0,0795	0,01125	0,06323	0,01037	0,07775	-1,16856
-12	-14,25	-1,09	-0,0753	0,01119	0,05776	0,01028	0,07207	-1,10759
-11	-13,03	-0,98	-0,0677	0,01110	0,04818	0,01012	0,06211	-0,99582
-10	-11,84	-0,89	-0,0615	0,01103	0,04158	0,00999	0,05523	-0,90436
-8	-9,45	-0,7	-0,0484	0,01090	0,02952	0,00972	0,04262	-0,71130
-6	-7,03	-0,5	-0,0346	0,01080	0,01954	0,00943	0,03211	-0,50807
-4	-4,62	-0,3	-0,0207	0,01074	0,01321	0,00914	0,02535	-0,30484
-2	-2,19	-0,09	-0,0062	0,01070	0,00968	0,00883	0,02143	-0,09145
-1	-0,98	0,01	0,0007	0,01070	0,00932	0,00871	0,02094	0,01016
1	1,48	0,23	0,0159	0,01072	0,01138	0,00903	0,02337	0,23371
2	2,70	0,34	0,0235	0,01075	0,01366	0,00919	0,02587	0,34549
4	5,16	0,56	0,0387	0,01083	0,02065	0,00951	0,03335	0,56904
6	7,59	0,77	0,0532	0,01095	0,03095	0,00982	0,04419	0,78243
8	10,01	0,97	0,0670	0,01109	0,04353	0,01011	0,05735	0,98565
10	12,46	1,19	0,0823	0,01129	0,06235	0,01043	0,07692	1,20921
11	13,60	1,26	0,0871	0,01136	0,06906	0,01053	0,08388	1,28034
12	14,71	1,31	0,0905	0,01141	0,07533	0,01060	0,09037	1,33114
13	15,85	1,38	0,0954	0,01149	0,08460	0,01070	0,09994	1,40227
14	16,96	1,43	0,0988	0,01155	0,09228	0,01077	0,10786	1,45308
15	18,06	1,48	0,1023	0,01161	0,10212	0,01085	0,11799	1,50389
16	19,12	1,51	0,1044	0,01165	0,11211	0,01089	0,12823	1,53437
17	20,12	1,51	0,1044	0,01165	0,12111	0,01089	0,13741	1,53437
18	21,10	1,5	0,1037	0,01163	0,13410	0,01088	0,15065	1,52421
19	21,96	1,43	0,0988	0,01155	0,15128	0,01077	0,16804	1,45308

∖n ∖ nIII.7. CHARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNE SAMOLOTU ∖ n ∖ n

Doskonałość aerodynamiczną obliczamy ze wzoru

$$\mathbf{D =}\frac{\mathbf{\text{Cz}}}{\mathbf{\text{Cx}}}$$

αp (st)	D
-21,81	-10,53
-20,81	-11,66
-19,77	-12,79
-18,69	-12,98
-17,60	-13,75
-16,50	-14,34
-15,38	-15,02
-14,25	-15,36
-13,03	-16,03
-11,84	-16,37
-9,45	-16,68
-7,03	-15,82
-4,62	-12,02
-2,19	-4,26
-0,98	0,48
1,48	10,00
2,70	13,35
5,16	17,06
7,59	17,70
10,01	17,18
12,46	15,72
13,60	15,26
14,71	14,72
15,85	14,03
16,96	13,47
18,06	12,74
19,12	11,96
20,12	11,16
21,10	10,11
21,96	8,64

B.)Zależność aerodynamicznej funkcji energetycznej od kąta natarcia

Aerodynamiczną funkcję energetyczną obliczamy ze wzoru

$$\mathbf{E =}\frac{\mathbf{\text{Cz}}^{\mathbf{3}}}{\mathbf{\text{Cx}}^{\mathbf{2}}}$$

αp (st)	E
-21,81	-153,389
-20,81	-188,11
-19,77	-223,072
-18,69	-222,84
-17,60	-242,348
-16,50	-252,95
-15,38	-263,957
-14,25	-261,618
-13,03	-255,974
-11,84	-242,501
-9,45	-198,112
-7,03	-127,174
-4,62	-44,0833
-2,19	-1,66477
-0,98	0,002392
1,48	23,37144
2,70	61,60497
5,16	165,6894
7,59	245,3153
10,01	291,1177
12,46	298,8454
13,60	298,2961
14,71	288,8195
15,85	276,0434
16,96	263,7103
18,06	244,3154
19,12	219,6939
20,12	191,3199
21,10	156,0267
21,96	108,65

III.8 APROKSYMACJA CHARAKTERYSTYK AERODYNAMICZNYCH. BIEGUNOWA ANALITYCZNA

	xi	xi^2	xi^4	yi	xi^2yi
L.p.	Cz	Cz^2	Cz^4	Cx	Cx^2Cz
1	-1,3819492	1,909784	3,6472738	0,131172	0,25051
2	-1,3819492	1,909784	3,6472738	0,118449	0,226212
3	-1,3616265	1,854027	3,4374147	0,106381	0,197233
4	-1,3209809	1,744991	3,0449919	0,101706	0,177477
5	-1,2803353	1,639259	2,6871686	0,093061	0,15255
6	-1,2295284	1,51174	2,2853578	0,085722	0,129589
7	-1,16856	1,365533	1,8646791	0,077752	0,106172
8	-1,1075917	1,226759	1,5049384	0,072067	0,088409
9	-0,9958164	0,99165	0,9833702	0,062111	0,061593
10	-0,9043638	0,817874	0,6689178	0,055228	0,045169
11	-0,7112974	0,505944	0,2559793	0,042621	0,021564
12	-0,5080696	0,258135	0,0666335	0,032113	0,00829
13	-0,3048417	0,092928	0,0086357	0,02535	0,002356
14	-0,0914525	0,008364	6,995E-05	0,021435	0,000179
15	0,01016139	0,000103	1,066E-08	0,020942	2,16E-06
16	0,233712	0,054621	0,0029835	0,023371	0,001277
17	0,34548731	0,119361	0,0142472	0,025873	0,003088
18	0,56903792	0,323804	0,1048491	0,033348	0,010798
19	0,78242714	0,612192	0,3747793	0,044188	0,027052
20	0,98565497	0,971516	0,9438428	0,057353	0,055719
21	1,20920558	1,462178	2,1379649	0,076918	0,112468
22	1,28033532	1,639259	2,6871686	0,083881	0,137502
23	1,33114228	1,77194	3,1397706	0,09037	0,16013
24	1,40227202	1,966367	3,8665985	0,099945	0,196528
25	1,45307898	2,111439	4,4581726	0,107862	0,227745
26	1,50388594	2,261673	5,1151643	0,11799	0,266856
27	1,53437011	2,354292	5,5426891	0,128229	0,301888
28	1,53437011	2,354292	5,5426891	0,137409	0,323501
29	1,52420872	2,323212	5,397315	0,150649	0,34999
30	1,45307898	2,111439	4,4581726	0,168042	0,354811
$$\sum_{}^{}{}$$	3,40406614	38,27446	67,889112	2,391537	3,996658

$$\mathbf{A}\sum_{\mathbf{i = 1}}^{\mathbf{30}}\mathbf{C}_{\mathbf{z}}^{\mathbf{4}}\mathbf{+ C}\sum_{\mathbf{i = 1}}^{\mathbf{30}}\mathbf{C}_{\mathbf{z}}^{\mathbf{2}}\mathbf{=}\sum_{\mathbf{i = 1}}^{\mathbf{30}}{\mathbf{C}_{\mathbf{z}}^{\mathbf{2}}\mathbf{C}_{\mathbf{x}}}$$

$$\mathbf{A}\sum_{\mathbf{i = 1}}^{\mathbf{30}}\mathbf{C}_{\mathbf{z}}^{\mathbf{2}}\mathbf{+ C}\sum_{\mathbf{i = 1}}^{\mathbf{30}}\mathbf{1}\mathbf{=}\sum_{\mathbf{i = 1}}^{\mathbf{30}}\mathbf{C}_{\mathbf{x}}$$

67, 889A + 38, 274C = 3, 996

38, 274A + 30C = 2, 391 ,  zatem :

$$\mathbf{A = 0,04961 =}\frac{\mathbf{1}}{\mathbf{\pi*}\mathbf{\Lambda}_{\mathbf{e}}}$$

C = 0, 01642=C_x0

Zależność C_z²(C_xaproks) :

Cxapr	Cz^2
0,111167	1,909784
0,111167	1,909784
0,1084	1,854027
0,102991	1,744991
0,097746	1,639259
0,09142	1,51174
0,084166	1,365533
0,077282	1,226759
0,065618	0,99165
0,056997	0,817874
0,041522	0,505944
0,029228	0,258135
0,021032	0,092928
0,016837	0,008364
0,016427	0,000103
0,019132	0,054621
0,022344	0,119361
0,032486	0,323804
0,046793	0,612192
0,064619	0,971516
0,088961	1,462178
0,097746	1,639259
0,104328	1,77194
0,113974	1,966367
0,121171	2,111439
0,128624	2,261673
0,133219	2,354292
0,133219	2,354292
0,131677	2,323212
0,121171	2,111439

Biegunowa analityczna

Wykres porównawczy zależności Cx(Cz) dla Cx obliczonego i jego aproksymacji.

Wyznaczenie współczynnika Oswalda :

$$\Lambda_{e} = \frac{1}{\pi \bullet \left( \frac{1}{\pi \bullet \Lambda_{e}} \right)}$$

$$\Lambda_{e} = \frac{1}{\pi \bullet \left( 0,04961 \right)} = 6,41$$

$$e = \frac{\Lambda_{e}}{\Lambda}$$

$$e = \frac{6,41}{9,93} = 0,64$$

Współczynnik Oswalda powiniene znajdować się w zakresie od 0,7 do 0,98. Jego wartość jest do niego bardzo zbliżona, jednakże wszelkie rozbieżności wynikają z różnych uproszczeń zastosowanych w trakcie obliczania bryły samolotu.