Расчёт и построение полётных поляр

Полётные поляры (поляры режимов горизонтального полёта) рассчитываем для пяти высот полёта ():

- для каждой высоты полёта по таблицам международной стандартной атмосферы (приложение) определяем давление окружающей среды (Па), а величину потребного коэффициента подъёмной силы определяем по формуле

где - площадь крыла самолета (; - число Маха полета.

Принимаются значения , при которых для полетной конфигурации самолета задана в табличном виде зависимость

- для каждой высоты полёта точки, соответствующие полученным значениям , отмечаем на каждой зависимости , соединяя их плавной кривой. Получаем поляры режима горизонтально установившегося полёта для фиксированных высот и массы самолёта при различных значениях М полёта.

На рисунке 1.2.1 представлены зависимости .

Рисунок 1.2.1 - Зависимость

Решения сводим в таблицы 1.2.1 и 1.2.2.

Таблица 1.2.1 - Зависимость коэффициента подъемной силы самолета от давления окружающей среды и числа полета

Величина	Полученные данные
Высота Н, км					11, 5
Давление Р, Па
	Значения
0, 3	0, 8584	1, 2403	-	-	-
0, 4	0, 4829	0, 6977	1, 0362	-	-
0, 5	0, 3090	0, 4465	0, 6632	1, 0169	-
0, 6	0, 2146	0, 3101	0, 4606	0, 7062	1, 0366
0, 8	0, 1207	0, 1744	0, 2591	0, 3972	0.5831
0, 85	0, 1069	0, 1545	0, 2295	0, 3519	0, 5165
0, 9	0, 0954	0, 1378	0, 2047	0, 3139	0, 4607
0, 95	0, 0856	0, 1237	0, 1837	0, 2817	0, 4135

Таблица 1.2.2 - Зависимость коэффициента лобового сопротивления самолета от давления окружающей среды и числа полета

Величина	Полученные данные
Высота Н, км					11, 5
Давление Р, Па
	Значения
0, 3	0, 0711	0, 1778	-	-	-
0, 4	0, 0032	0, 0499	0, 1038	-	-
0, 5	0, 0254	0, 0305	0, 0462	0, 0996	-
0, 6	0, 0225	0, 0254	0, 0312	0, 0509	0, 1039
0, 8	0, 0212	0, 0221	0, 0244	0, 0315	0, 0513
0, 85	0, 0238	0, 0249	0, 0284	0, 0381	0, 0592
0, 9	0, 0304	0, 0324	0, 0367	0, 0469	0, 0669
0, 95	0, 0377	0, 0408	0, 0474	0, 0627	0, 0923