Charakterystyki aerodynamiczne płata.

1. Dane użyte do obliczeń

• b=11,86 m – rozpiÄ™tość pÅ‚ata

• C₀=1,58 m –ciÄ™ciwa kadÅ‚ubowa

• C_k=1,58 m – ciÄ™ciwa koÅ„cowa

• S=19,2 m² – pole powierzchni pÅ‚ata

• C_a=1,58 m – Å›rednia ciÄ™ciwa aerodynamiczna

• λ=1 – zbieżność pÅ‚ata

• Λ=7,33 – wydÅ‚użenie geometryczne

• δ = 0,048 - współczynnik uwzglÄ™dniajÄ…cy ksztaÅ‚t skrzydÅ‚a(wartość odczytana z wykresu)

• Ï„=0,17 - współczynnik korekcyjny(wartość odczytana z wykresu)

• Cx_min1=0,0236

• Re₁=V_SI*c_a/ν₀=31,2*1,58/1,461x10^-5=3,5*10⁶

• Re₂= V_max*c_a/ν₀=100*1,58/1,461x10^-5=11*10⁶

1. Przykładowe obliczenia dla kąta natarcia α=-5°

$$\text{Cx}_{min2} = \text{Cx}_{min1}*\left( \frac{\text{Re}_{1}}{{10*10}^{6}} \right)^{0,11} = 0,0236*\left( \frac{{3,5*10}^{6}}{{10*10}^{6}} \right)^{0,11} = 0,021053$$

$$\text{Cx}_{\text{Re}} = \left( \text{Cx}_{min2} - \text{Cx}_{min1} \right)*\left( 1 - \left| \frac{\text{Cz}}{\text{Cz}_{\max}} \right| \right) = \left( 0,021053 - 0,0236 \right)*\left( 1 - \left| \frac{0,219}{1,181} \right| \right) = - 0,0021$$

Cx′_∞ = Cx_∞ + Cx_Re = 0, 0362 + (−0,0021) = 0, 034131

$$\text{Cx}_{i} = \text{Cz}^{2}*\left( \frac{1 +}{+} \right) = ({- 0,219}^{2})*\left( \frac{1 + 0,048}{+ 7,33} \right) = 0,002183$$

Cx_tech = 0, 15 * Cx′_∞min = 0, 15 * 0, 021679 = 0, 003252

$$\alpha_{i} = Cz*\frac{1 + \tau}{*} = - 0,219*\frac{1 + 0,17}{*7,33} = - 0,01113rad$$

α_p = α_∞ + α_i = (−0,08727) + (−0,01113) = −0, 0984rad = −5, 63753

$$\text{Cz}_{max\_ plata} = \text{Cz}_{\max}*\frac{1}{0,5 + \frac{(1 + \lambda)\sqrt{2\lambda - \lambda^{2}}}{(2\lambda - \lambda^{2})}} = 1,181*\frac{1}{0,5 + \frac{(1 + 1)\sqrt{2*1 - 1^{2}}}{(2*1 - 1^{2})}} = 1,039045799$$

Tabela przedstawiająca ΔCx_Re w zależności od kąta natarcia.

α	ΔCxRe(Cz)
-12	-0,00149
-11	-0,00164
-10	-0,00179
-9	-0,00195
-8	-0,00212
-7	-0,00229
-6	-0,00247
-5	-0,0021
-4	-0,00239
-3	-0,00249
-2	-0,00222
-1	-0,00195
0	-0,00192
1	-0,0017
2	-0,00148
3	-0,00127
4	-0,00106
5	-0,00056
6	-0,00076
7	-0,00059
8	-0,00044
9	-0,00031
10	-0,00019
11	-8,3E-05
12	0

Tabela Charakterystyki aerodynamiczne profilu, płata i samolotu.

	Profil	PÅ‚at
L.p	α∞	Cx∞
	-12	0,10032
	-11	0,08726
	-10	0,07477
	-9	0,06327
	-8	0,0541
	-7	0,0464
	-6	0,0416
	-5	0,0362
	-4	0,0324
	-3	0,0250
	-2	0,0242
	-1	0,0236
	0	0,0241
	1	0,0252
	2	0,0265
	3	0,0282
	4	0,0302
	5	0,0305
	6	0,0392
	7	0,0449
	8	0,0524
	9	0,06197
	10	0,07115
	11	0,08597
	12	0,09925

Tabela 3 Profil NACA

Profil NACA 65(2)415
α
kÄ…t
-12
-11
-10
-9
-8
-7
-6
-5
-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
Cxmin2
0,021053

Wykres zależności współczynnika siły nośnej od kąta natarcia.

Wykres zależności współczynnika siły nośnej od współczynnika oporu.