150796 (621427)

Элемент самолета, параметр

Размерность

Обозначение, формула

Значение

1

2

3

4

1. Крыло:

1.1 Размах/ размах его консолей

мм

l / l_k = l - D_ф

7,70/6,77

1.2 Площадь

м²

S

10,60

1.3 Хорда средняя

мм

B = S / l

1,38

1.4 Хорда центральная

мм

b₀

1,82

1.5 Хорда концевая

мм

b_к

0,89

1.6 Сужение в плане

η_b = b₀ / b_к

2,04

1.7 Относительная толщина профиля центрального

0,20

1.8 Относительная толщина профиля концевого

0,12

1.9 Средняя относительная толщина профиля

= ( ∙ η_b + ) / (η_b + 1)

0,17

1.10 Относительная координата максимальной толщины

= / b

0,23

1.11 Стреловидность по линии

max-х толщин

град.

-1

1.12 Относительная кривизна профиля

%

1,5

1.13 Относительная координата кривизны профиля

0,28

1.14 Угол закрутки концевого сечения

град.

3

1.15 Угол атаки нулевой подъемной силы

град.

-2,77

1.16 Стреловидность по линии 1/4 хорд

град.

_1/4

-6,9

1.17 Стреловидность по линии 1/2 хорд

град.

_1/2

-3,8

1.18 Стреловидность по передней кромке

град.

_п.к

+3,2

1.19 Удлинение крыла и консолей крыла геометрические

λ = l²/S и

λ_к= /(S-S_ф)

5,59

5,12

1.20 Относительная площадь крыла, занимаемая фюзеляжем

= S_ф/ S

0,155

1.21 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами двигателей.

_г.д.= S_г.д./S

-

1.22 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами шасси

_г.ш.= S_г.ш./S

-

1.23 Относительная площадь не участвующая в обтекании потоком

0,155

1.24 Множитель

k_эл

1

1.25 Удлинение эффективное

λ_эф = λ * К_χ /(1+ )

4,84

1.26 Производная подъемной силы по углу атаки

1/град

=

0,077

1.27 Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный

0,186

1.28 Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке

м

h

1,22

2. Закрылок:

2.1 Относительная хорда

0,35

2.2 Размах

м

l_зк

5,14

2.3 Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками

0,58

2.4 Угол отклонения при взлете

град.

δ_вз

20

2.5 Угол отклонения при посадке

град.

δ_пос

40

2.6 Хорда средняя крыла с выпущенными закрылками

м

b_ср.зк

1,20

2.7 Угол стреловидности по передней кромке закрылка

град.

χ_зк.п

-6,1

3. Предкрылок: отсутствует

3.1 Относительная хорда

-

3.2 Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылками

-

4. Горизонтальное оперение (ГО)

4.1 Хорда средняя

м

= S_го / l_го

0,91

4.2 Относительная толщина

м

_го

0,14

4.3 Размах ГО

м

l_го

3,00

4.4 Площадь,относительная площадь

м² / 1

Sго / _го=Sго/ S

2,73/0,26

4.5 Удлинение

λ_го = /S_го

3,30

4.6Стреловидность по линии ¼ хорд

град

χ _1/4го

-0,3

4.7 Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем

_го(ф) = S_го(ф) / S_го

0,072

5. Вертикальное оперение (ВО)

5.1Площадь,относительная площадь

м² ; 1

S_во ; _во = S_во / S

1,29 ; 0,12

5.2 Размах

м

l_во

1,1

5.3 Хорда средняя

м

= S_во / l_во

1,2

5.4 Относительная толщина

м

_го

0,07

6. Шайбы, пилоны, гребни и т.п. - отсутствуют

6.1 Хорда средняя пилонов

м

= S_п / l_п

-

6.2 Относительная толщина пилона

_п

-

6.3 Площадь

м²

S_п

-

7. Фюзеляж

7.1 Длина

м

l_ф

5,45

7.2 Площадь миделя

м²

0,83

7.3 Диаметр миделя

м

1,02

7.4 Удлинение

λ_ф = l_ф /

5,35

7.5 Длина носовой части

м

l_н.ф

1,20

7.6 Удлинение носовой части

λ_н.ф = l_н.ф /

1,18

7.7Отношение к площади крыла

_ф.м = / S

0,078

7.8 Длина кормовой части

м

l_к.ф

2,03

7.9 Удлинение кормовой части

λ_к.ф = l_к.ф /

2,00

7.10 Площадь кормовой части

м²

0,26

7.11 Сужение кормовой части

η_к.ф= /

0,31

7.12 Угол возвышения кормовой части

град

β_к.ф

~ 4

7.13 Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыла

м

у_к

+0,72

8. Гондола двигателя - нет

9. Воздушный винт

9.1 Диаметр

м

D_B

1,85

9.2 Расстояние от плоскости винта до ¼ хорды крыла по оси двигателя

м

х_В

1,4

9.3 Площадь, ометаемая винтом

м²

S_OM=πD_B²/4

2,69

9.4 Относительная площадь крыла, обдуваемая винтом

м²

_обд= S_обд/ S

0,1

9.5 Относительная площадь ГО, обдуваемая винтом

м²

_ГО.обд= S_ГО.обд/ S

0,15

10. Общие данные

10.1 Взлётная масса самолёта

кг

m₀

880

10.2 Расчетная скорость полета

км/ч

V

365

10.3 Расчетная высота полета

км

H

2,5

10.4 Тип и количество двигателей

n

1 проп. дв.

10.5 Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0

даН

(кВт)

Р_0i

(N_0i)

220

(300 )

10.6 Среднее за полет аэродина- мическое качество рассматриваемого самолета

К

~12,8

10.7 Относительная масса топлива

_т = m_т / m₀

0,2