1. Współczynniki oporu aerodynamicznego podzespołów samolotu.

   1. Podstawowe dane kadłuba

$$C_{\text{xk}} = C_{f} \bullet \eta_{k} \bullet \eta_{\text{Ma}} \bullet \frac{S_{\text{ck}}}{S_{k}} = 0,0025 \bullet 1,2 \bullet 1 \bullet \frac{21,09}{1,105} \approx 0,0573$$

Przekrój w najszerszym punkcie kadłuba: S_k = 1, 105m²

Współczynnik oporu tarcia: C_f=0,0025

Współczynnik uwzględniający kształt kadłuba: η_k=1,2

Długość kadłuba: l_k = 7, 04m

Długość nosowej części kadłuba:  l_nk = 2.2m

Wsp. wpływu ściśliwości powietrza na opór: η_Ma=1

Pole powierzchni omywanej:

$$S_{\text{ck}} = 2,85*l_{k}*\sqrt{S_{k}} = 2,85*7,04*\sqrt{1,105} = 21,09\ m^{2}$$

Wydłużenie kadłuba

$$\Lambda_{k} = \frac{l_{k}}{\sqrt{\frac{4*S_{k}}{\pi}}} = \frac{7,04}{\sqrt{\frac{4*1,105}{\pi}}} = 5,93$$

Wydłużenie części nosowej kadłuba

$$\Lambda_{\text{nk}} = \frac{l_{\text{nk}}}{\sqrt{\frac{4*S_{k}}{\pi}}} = \frac{2,2}{\sqrt{\frac{4*1,105}{\pi}}} = 1,85$$

Liczba Reynoldsa kadłuba

$$\text{Re}_{k} = \frac{V_{\infty}*l_{k}}{\nu} = \frac{56,39*7,04}{1,461*10^{- 5}} = 27172183$$

Liczba Macha

$$\text{Ma} = \frac{V_{\infty}}{a} = \frac{56,39}{324,6} = 0,174$$

,gdzie:

a-prędkość dźwięku na wysokości 4000 m

3. Usterzenie poziome

Profil usterzenia NACA 0012

Pole powierzchni usterzenia poziomego: S_H = 2, 79m²

Ramię usterzenia poziomego: l_H = 4, 05m

Średnia cięciwa aerodynamiczna: c_au = 0, 77m

Rozpiętość usterzenia poziomego: b_H = 3, 4m

Względne położenie środka masy (przyjęte): ${\overline{x}}_{\text{S.C}} =$0,28

stąd $x_{\text{S.C}} = {\overline{x}}_{\text{S.C}}*c_{a}$=0,28*1,119m=0,313m

Względne położenie środka aerodynamicznego (przyjęte): ${\overline{x}}_{\text{S.A}} =$0,22

stąd $x_{\text{S.A}} = {\overline{x}}_{\text{S.A}}*c_{a}$=0,22*1,119m=0,246m

1. cecha objętościowa usterzenia poziomego

$$\kappa_{H}^{'} = \frac{S_{H}*l_{H}}{S*c_{a}}*\left( \frac{V_{H\infty}}{V_{\infty}} \right)^{2} = \frac{2,79*4,05}{11,59*1,119}*0,98 = 0,854$$

,gdzie:

$\left( \frac{V_{H\infty}}{V_{\infty}} \right)^{2} = 0,98$ , dla usterzeń typu T (usterzenie poziome na stateczniku pionowym)

1. Współczynnik siły nośnej na usterzeniu poziomym ( dla α = 0)

$$\text{Cz}_{H} = \frac{\text{Cm}_{\text{S.A.}}}{\kappa_{H}^{'}} + \frac{{\overset{\overline{}}{x}}_{\text{S.C.}} - {\overset{\overline{}}{x}}_{\text{S.A.}}}{\kappa_{H}^{'}}*Cz = \frac{- 0,1183}{0,854} + \frac{0,28 - 0,22}{0,854}*0,5344 = - 0,101$$

1. Wydłużenie usterzenia poziomego

$$\Lambda_{\text{eH}} = \frac{b_{H}^{2}}{S_{H}}*e_{H} = \frac{{3,4}^{2}}{2,79}*0,75 = 3,11$$

,gdzie:

e_H−przyjmuję 0,75

4. Współczynnik siły oporu usterzenia poziomego ( dla α = 0)

$$\text{Cx}_{H} = \left( Cx_{H\infty} \right)_{\min} + {Cx}_{\text{szcz}} + \frac{\text{Cz}_{H}^{2}}{\pi*\Lambda_{\text{eH}}} = 0,0055 + 0,004 + \frac{{- 0,101}^{2}}{\pi*3,11} = 0,01054$$

,gdzie:

(c_xH∞)_min − 0, 0055 , minimalny współczynnik oporu profilu

c_xszcz − 0, 004 współczynnik oporu wynikający z szczelin znajdujących się na sterze wysokości

3. Usterzenie pionowe

Profil usterzenia NACA 0012

Charakterystyka profilu (Rys 3.1 ) w załączniku

Pole powierzchni usterzenia pionowego: S_V = 0, 32m²

Współczynnik oporu minimalnego (c_xV∞)_min = 0, 007

4. Współczynnik siły oporu usterzenia pionowego

Cx_v = (Cx_V∞)_min + Cx_vszcz = 0, 0055 + 0, 004 = 0, 095

,gdzie:

Cx_vszcz −  0, 004

3. Inne elementy podwozia

Tab 3.1

L.p	PODZESPÓŁ:	cxi	Si[m^2]	Sicxi
1	Kadłub	0,0573	1,105	0,063316
2	Usterzenie pionowe	0,0095	0,15	0,001425
3	Podwozie	-	-	0,0166962
			SUMA:	0,0814377

1. Opory szkodliwe samolotu.

Wyliczenie minimalnej wartości oporu szkodliwego

$$\left( Cx_{\text{szk}} \right)_{\min} = \frac{\sum_{}^{}{Cx_{j}*S_{j}}}{S} = \frac{0,0814377}{11,59} = 0,007$$

Wyliczenie wpływu kąta natarcia na opór szkodliwy ( dla α=0)

$${\text{Cx}'}_{\text{szk}} = {(\text{Cx}_{\text{szk}})}_{\min}*\left( 1 + \left| \frac{\text{Cz}}{\zeta} \right| \right) = 0,007*\left( 1 + \left| \frac{0,5344}{4} \right| \right) = 0,0080$$

ζ − 4, współczynnik proporcjonalności zamian oporów szkodliwych

1. Współczynnik oporu kompletnego samolotu.

Obliczenie współczynnika ( dla α = 0)

$$Cx = \left( {Cx^{'}}_{p} + {Cx^{'}}_{\text{szk}} + \frac{S_{H}}{S}*\text{Cx}_{H} \right)*(1 + K_{\text{interf}})$$

$$Cx = \left( 0,0229 + 0,0080 + \frac{2,79}{11,59}*0,01054 \right)*\left( 1 + 0,11 \right) = 0,0371$$

1. Współczynnik siły nośnej samolotu.

Obliczenie współczynnika ( dla α = 0)

$$\text{Cz}^{'} = Cz + \frac{S_{H}}{S}*\text{Cz}_{H} = 0,5344 + \frac{2,79}{11,59}*\left( - 0,101 \right) = 0,510$$

Przyrost współczynnika siły nośnej usterzenia poziomego ( dla α = 0)

$$\Delta\text{Cz}_{H} = \frac{S_{H}}{S}*\text{Cz}_{H} = \frac{2,79}{11,59}*\left( - 0,101 \right) = - 0,0243$$

1. Charakterystyki aerodynamiczne samolotu.

Wyliczenie doskonałości aerodynamicznej ( dla α = 0)

$$K = \frac{Cz^{'}}{\text{Cx}} = \frac{0,510}{0,0371} = 13,761$$

Wyliczenie aerodynamiczną funkcje energetyczną ( dla α = 0)

$$E = \frac{{Cz'}^{3}}{\text{Cx}^{2}} = \frac{{0,510}^{3}}{0,0371{}^{2}} = 96,590$$

Biegunowe płata i samolotu.

Doskonałość aerodynamiczna

Funkcja energetyczna

1. Aproksymacja charakterystyk aerodynamicznych. Biegunowa analityczna.

Zależność współczynnika oporu aerodynamicznego samolotu od współczynnika siły nośnej Cx(Cz) przyjmuje następującą postać:

$$Cx = \ \text{Cx}_{0} + \frac{\text{Cz}^{2}}{\pi*\Lambda_{e}}$$

Wartości współczynników Cx₀ i $\frac{1}{\pi*\Lambda_{e}}$ otrzymano metodą aproksymacji wykresu Cx(Cz²):

Z wykresu możemy odczytać wartości a i b które świadczą o wielkości Cx₀ i $\frac{1}{\pi*\Lambda_{e}}$ :

Cx₀ = 0, 0234

$$\frac{1}{\pi*\Lambda_{e}} = 0,048$$

Można sprawdzić odczytane wartości Cx₀ i $\frac{1}{\pi*\Lambda_{e}}$ , obliczając wartość wydłużenia efektywnego:

$$_{e} = \frac{1}{\pi*\left( \frac{1}{\pi*\Lambda_{e}} \right)} = \frac{1}{3,14*\left( 0,048 \right)} = 6,63$$

Następnie wyznaczamy współczynnik Oswalda:

$$\mathcal{e =}\frac{\Lambda_{e}\ }{\Lambda} = \frac{6,63}{9,26} = 0,7159$$

Dla poprawnych wyników współczynnik Oswalda przyjmuje wartości w przedziale 0,7 - 0,98.

$$a = \frac{a_{\infty}}{1 + \left( \ \frac{a_{\infty}}{\pi*\Lambda_{e}} \right)(1 + \tau)} = \frac{6,3}{1 + \left( \ \frac{6,3}{\pi*6,63} \right)(1 + 0,2179)} = 4,60$$

Profil	Płat
Cz∞	Cx∞
-0.67800	0.0137
-0.46490	0.0125
-0.22700	0.0113
0.00000	0.0112
0.16670	0.0112
0.22830	0.0112
0.29070	0.0111
0.35280	0.0111
0.41210	0.0110
0.53440	0.0110
0.65680	0.0110
0.71650	0.0110
0.77560	0.0110
0.83320	0.0110
0.88280	0.0111
0.97670	0.0112
1.06240	0.0123
1.30050	0.0152
1.44570	0.0162
1.77040	0.0312

Samolot
CzH
-0.147
-0.136
-0.126
-0.124
-0.119
-0.117
-0.114
-0.110
-0.107
-0.101
-0.095
-0.091
-0.088
-0.085
-0.080
-0.070
-0.060
-0.026
-0.004
0.029