8.5. Аэродинамические характеристики оперения и рулей

8.5.1. Найти подъемную силу горизонтального оперения (аэродинамической интерференцией пренебречь), установленного под углом атаки 1^о при крайних положениях руля высоты _рв1=12^о и _рв2=-26^о. S_рв = 8,7 м². Площадь стабилизатора 33 м². Скорость полета 780 км/ч на высоте 10000 м, С_уаГО^=4, _рв=35^о.

8.5.2. Решить задачу 8.5.1 применительно к условиям взлета самолета V_стр=280км/ч, _ГО=-10^о.

8.5.3. Решить задачу 8.5.2, если угол скоса потока у горизонтального оперения =3^о.

8.5.4. На какие углы следует отклонить управляемый стабилизатор при малых и сверхзвуковых скоростях полета, чтобы получить С_уГО как при отклонении руля _рв=15^о, если площадь руля составляет 36% от площади горизонтального оперения, _рв=35^о?

8.5.5. Определить шарнирный момент рулей высоты самолета при скорости отрыва 214 км/ч, если площадь руля высоты 9,56 м², хорда 0,9 м, угол отклонения руля высоты на взлете _рв=-25^о, К_ГО =1, коэффициенты шарнирных моментов m_ш^=0 и m_ш^=-0,0015 1/град.

8.5.6. Как изменится коэффициент шарнирного момента руля высоты, если угол атаки горизонтального оперения увеличится с 2^о до 6^о, угол отклонения руля увеличится с 4^о до 8^о, m_ш^=-0,0004 1/град, m_ш^=-0,002 1/град.

8.5.7. Определить площадь, удлинение и сужение крыла, необходимые для расчета аэродинамических характеристик вертикального оперения самолета, если высота его над палубой фюзеляжа 5,45 м, бортовая хорда 5,4 м, концевая хорда 1,55 м, форма – трапециевидная.

8.6. Аэродинамические характеристики тел вращения, фюзеляжа

8.6.1. Вычислить коэффициент подъемной силы цилиндрического тела с конической носовой частью при М_ =0,9, если , =8^о, D_мид=2 м, l_нос=2 м. Пограничный слой турбулентный.

8.6.2. Как изменится величина коэффициента подъемной силы, полученной по условиям предыдущей задач, если при неизменной общей длине тело будет иметь кормовую часть с диаметром кормового среза d_корм=1м и l_корм=2м?

8.6.3. Рассчитать коэффициент сопротивления тела вращения, имеющего донный срез, если L=30м, l_нос=8 м, l_цил=14 м, d_м=4м, d_дон=1м, образующие носовой и кормовой частей – прямые линии. Высота полета Н=5000м, скорость полета V_=900км/ч, давление за донным срезом 5,1510⁴ Н/м², С_хв=0,08.

8.6.4. Определить коэффициенты трения и силу трения фюзеляжа самолета, , D_мид=2,9 м, L=30,6м. V_=864км/ч, Н=10000м, _ф=0^о. Пограничный слой полностью турбулентный.

8.6.5. Определить коэффициент сопротивления фюзеляжа самолета на взлете, если _отр=9^о, V_отр=278км/ч, удлинение головной части _Г=1,3, d_дон=0. Пограничный слой полностью турбулентный L_ф=30,6м, D_мид=2,9 м.

8.6.6. В аэродинамической трубе с открытой рабочей частью при скорости потока 40м/с испытана модель фюзеляжа самолета D_мид=0,1 м,  =10^о. Определить коэффициент нормальной (С_у) и тангенциальной (С_х) сил, если подъемная сила 5 Н, а сила лобового сопротивления 4 Н.

8.6.7. Определить силу лобового сопротивления двух поплавков самолета АН-2, считая их телами вращения: D_{мид.попл}=0,4м², С_х=0,11, V_=160км/ч, Н=1000м.

8.6.8. Фюзеляж самолета имеет длину 13,5м, l_гол=4,5м, l_корм=3м, D_мид=1,5 м,, d_дон=1,25м. Полет происходит на высоте 15000м, М_ =2,  =10^о. Полагая, что пограничный слой полностью турбулентный, а S_пов D_мид L, считая, что за донным срезом вакуум, определить: С_у, С_хf, С_хдон, m_z.

8.6.9. Для самолета V_=500км/ч, Н=6000м решено удлинить фюзеляж для увеличения пассажировместимости. Удлинение фюзеляжа возросло _ф=7 до _ф=10. D_мид=2,5 м. Как изменится сопротивление фюзеляжа при  =0^о?