8.1. Крыло конечного размаха (мМкр)

8.1.1. Определить угол скоса потока и индуктивное сопротивление эллиптического в плане плоского крыла =5 при С_уа = 0,3.

8.1.2. Самолет массой 3000 кг с прямоугольным в плане крылом летит на высоте 1000 м со скоростью 252 км/ч.

Площадь крыла 14 м², размах 9 м. Найти угол скоса потока за задней кромкой крыла, сделать оценку циркуляции свободных вихрей.

8.1.3. Определить скорость приземления груза массой 500 кг, спускаемого на парашюте диаметром 15 м. С_х=1,4.

8.1.4. Допустимая скорость приземления парашютиста 5 м/с. Масса снаряженного парашютиста 100 кг, С_х=1,4. Найти потребную площадь парашюта.

8.1.5. Найти среднюю величину индуцированной скорости на линии ¼ хорд крыла трапециевидной формы в плане (=0), если размах крыла 25 м, площадь крыла 70 м², скорость полета у земли 60 м/с; масса 14000 кг.

8.1.6. Найти суммарный коэффициент сопротивления и качество крыла при =6^о, _о=0^о, если размах – 10 м, площадь – 20 м², =0^о, С=0,05, скорость полета 100 м/с, С_уа^ = 4,8. Пограничный слой на всей поверхности крыла турбулентный.

8.1.7. Прямоугольное в плане плоское крыло, (=6) составлено из профилей С_уа^ =5,6, _о=-1,5^о и установлено в потоке под углом атаки 8^о (Re=1,410⁶). Пограничный слой по всей поверхности крыла турбулентный. Найти аэродинамическое качество крыла. =0, С=0,07.

8.1.8. Прямоугольное в плане плоское крыло (=2) испытано в аэродинамической трубе. При =8^о С_уа=2 = 0,35, а С_ха=2 = 0,05. Найти С_уа и С_ха аналогичного крыла, составленного из тех же профилей, под =8^о, но при =8.

8.1.9. Определить С_уа= профилей прямого в плане плоского крыла при полете самолета на высоте 5000 м со скоростью 180 м/с. Масса самолета 10⁴ кг, =7, _о=-1^о,  =1,8^о, =0^о, S=35 м².

8.1.10. Трапециевидное в плане плоское крыло с =5 имеет С_уа=0,5, С_ха=0,022. Во сколько раз изменится качество крыло при том же С_уа, если размах крыла увеличить в 1,5 раза?

8.1.11. Найти индуктивное сопротивление трапециевидного в плане крыла самолета при скорости полета 475 км/ч на высоте 6000 м. Масса самолета 19000 кг. Площадь крыла 72,5 м², размах 29,2 м.

8.1.12. После испытания крыла =7 в аэродинамической трубе выяснилось, что его поляра в большом диапазоне углов атаки по отношению к параболе индуктивного сопротивления сдвинута вправо на 0,01 по оси С_ха. Определить максимальное качество этого крыла, С_{уа наив} и С_{ха наив}.

8.1.13. Определить координаты центра давления и фокуса прямоугольного крыла в долях его хорды, если при  =4^о С_уа = 0,35; m_z^=-0,88; m_zо=-0,005 и угол атаки при котором момент равен нулю _оМ=-1,5^о.

8.2. Крыло конечного размаха в сжимаемом дозвуковом

и трансзвуковом потоках

8.2.1. Известен закон распределения давления по поверхности профиля крыла при М_  М_кр. Указать точки на профиле крыла, в которых при увеличении М_ в первую очередь местная скорость потока может достигнуть местной скорости звука.

8.2.2. Определить, во сколько раз увеличится С_уа при М_ = 0,8 по сравнению с С_уа, измеренным при М  0,3 при том же угле атаки.

8.2.3. Самолет массой 100000 кг летит на высоте 10000 м со скоростью 900 км/ч. Определить значение скорости самолета, при которой на крыле возникнут местные скачки уплотнения, если =8, =45^о, S=200 м², С=10%.

8.2.4. Определить С_уа крыла конечного размаха при  =4^о, если С_уа=^ =4,8, =30^о, М_ = 0,63, =8.

8.2.5. Во сколько раз уменьшится С_уа стреловидного крыла =60^о по сравнению с прямым крылом, если =6, С_уа=^ =4,9, М_ = 0,66, при =const?

8.2.6. Определить М_кр крыла конечного размаха, если  =6^о, =38^о, =6, С_уа=^ =4,7, _о = 0, С = 8%.

8.2.7. Определить С_уа^ для самолета, если самолет летит в трансзвуковом режиме с М_ =0,78, =0^о, =6, С =78%.

8.2.8. На сколько сместится центр давления крыла самолета при полете на трансзвуковом режиме по сравнению с полетом на малых скоростях, если =6, М_ =0,98, =27^о, =3?

8.2.9. Определить качество крыла, обтекаемого трансзвуковым потоком при М_ =0,83, если С = 6%, =10, =48^о, С_хо = 0,02, С_уа = 0,3.

8.2.10. Определить С_уа крыла с симметричным профилем в трансзвуковом потоке, если М_ =0,7, =4, =3, С_уа^ = 4, х_F = 0,225.

8.2.11. Поляра крыла самолета в несжимаемом потоке задана уравнением С_хан.с=0,022+0,078 С_уан.с². Определить С_ха и С_уа соответствующие наивыгоднейшему углу атаки. Найти вид уравнения при М_ =0,9.