Курсовая работа: Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA
9) Вспомогательная поляра строится при отсутствии тяги двигателя. При этом коэффициенты торможения потока для крыла, стабилизатора и киля равны:
10)
Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:
Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:
11) Рассчитаем теперь индуктивное сопротивление самолёта, для чего найдём коэффициент отвала поляры:
При М=Мmin : 
.
Коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы следующим образом: 
12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражением:
Итак, теперь можно найти коэффициент лобового сопротивления:
Шасси данного самолёта является неубирающимся, поэтому его воздушное сопротивление (по статистике 
) учитывается во всех режимах полёта. Вычислим 
для нескольких значений угла атаки от 
до 
и занесём результаты в таблицу 3.1.
По данным этой таблицы строятся график вспомогательной зависимости 
и вспомогательная поляра 
с разметкой углов атаки на ней (рисунок 3.1 и рисунок 4, где кривая 6 - вспомогательная поляра).
Таблица 3.1.
 | -2,77 | -2 | 0 | 2 | 4 | 6 | 8 | 10 | 12 | 14 | 16,73 |
 | 0 | 0,060 | 0,215 | 0,370 | 0,525 | 0,680 | 0,836 | 0,991 | 1,145 | 1,259 | 1,315 |
 | 0 | 0,000 | 0,000 | 0,000 | 0,001 | 0,001 | 0,003 | 0,005 | 0,009 | 0,016 | 0,040 |
 | 0 | 0,000 | 0,003 | 0,009 | 0,019 | 0,031 | 0,047 | 0,067 | 0,089 | 0,107 | 0,117 |
 | 0,041 | 0,041 | 0,044 | 0,050 | 0,060 | 0,074 | 0,091 | 0,112 | 0,139 | 0,164 | 0,198 |
Рисунок 3.1 — построение вспомогательной поляры
3.2 Расчёт и построение взлётных поляр
1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 20О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin ). 2 — 8) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлётном режиме.9) Для учёта вклада обдувки самолёта винтом в лобовое сопротивление найдём коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:
При этом коэффициенты торможения потока для крыла, киля и стабилизатора равны:
Коэффициент дополнительного сопротивления из-за обдува части крыла винтом определяется по формуле:
