Определение коэффициента минимального лобового сопротивления
Минимальное сопротивление самолета определяется по формуле:
,где 
– коэффициент запаса, учитывающий неучтенные данные методикой факторы и принимаемый равным 1,05;
– коэффициенты минимального лобового сопротивления крыла, фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы соответственно;
m – количество типов мотогондол на самолете; N мг – количество мотогондол двигателя данного типа; 
– площадь крыла, площадь консолей крыла, характерные площади фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы данного типа.
3.2.1 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла
Крыло самолета заменяем эквивалентной плоской пластиной размахом, равным размаху крыла самолета 
, и шириной, равной средней хорде 
:
.
Определяем число Рейнольдса для крыла:
,
где 
– расчетная скорость, м/с; 
– средняя хорда крыла, м; υ(h) – кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, м2/с. По таблице стандартной атмосферы υ(h)=3,806 
; тогда
.
Т.к. 
, то пограничный слой можно считать полностью турбулентным и безразмерная координата перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для пластины 
.
Коэффициент профильного сопротивления крыла подсчитывается как 
,
где 
– коэффициент, учитывающий долю поверхности крыла, закрытой мотогондолой, определяется по формуле: 
, где 
– площадь крыла занятая мотогондолой: 
–площадь консолей крыла; 
– коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке; 
и 
– коэффициенты, учитывающие влияние на профильное сопротивление толщины профиля и числа M ∞, соответственно. Для 
получаем:
|
|
|
.
Для турбулентного пограничного слоя :
коэффициент зависит от относительной толщины профиля и положения точки перехода 
, этот коэффициент равен 
.
Коэффициент определяем по рис. 3.5 [1]: 
. Тогда
.
Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла учитывает взаимное влияние крыла и фюзеляжа и наличие щелей и рассчитывается по формуле:
,
где 
– коэффициент интерференции между крылом и фюзеляжем, зависит от положения крыла относительно фюзеляжа. Для схемы, низкоплан 
.
; поэтому
;
3.2.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления горизонтального оперения
Расчет минимального лобового сопротивления горизонтального и вертикального оперения производим так же, как для крыла.
Для горизонтального оперения:
, поэтому
, откуда
.
Коэффициент минимального лобового сопротивления горизонтального оперения определяется по формуле:
,
где 
тогда
;
учитывая влияние щелей, получаем
,
где 
;
.
3.2.3 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для вертикального оперения
|
|
|
;
;
;
,
где 
;
;
,
где 
; 
м;
.
3.2.4 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления фюзеляжа и мотогондол
Коэффициент минимального лобового сопротивления определяется по формуле: 
,
где 
– коэффициент трения плоской пластины; 
– коэффициент, учитывающий отличие формы фюзеляжа от плоской пластины; 
– коэффициент, учитывающий сжимаемость потока; 
– омываемая поверхность фюзеляжа; 
– площадь миделя фюзеляжа.
Коэффициент 
определяем по рис. 3.3 [1] в зависимости от числа Рейнольдса, подсчитанного по длине фюзеляжа:
,
поэтому ;
;
коэффициент определяем по рис. 3.5 [1]: =0,93; коэффициент определяем по рис 3.7 [1]: 
;
,
Подставив значения в формулу, получим: 
.
Сопротивления мотогондол двигателя определяется также как и для фюзеляжа:
; 
;
; ; 
;
;
Подставим значения в формулу 
.
Определим коэффициент минимального лобового сопротивления всего самолёта:
Таким образом, уравнение докритической поляры будет иметь вид:
; 
. (4)
Подставляя значения 
в уравнение (4), получили значения, приведенные в таблице 2, по ним построили поляру, показанную на рисунке 2.
Таблица 2 – Зависимость подъемной силы от лобового сопротивления
|
|
|
|
| 0,1 | 0,2 | 0,3 | 0,4 | 0,5 | 0,6 | |
| 0,0222 | 0,019598 | 0,0179 | 0,017081 | 0,017143 | 0,018085 | 0,019906 |
Рисунок 2 - Докритическая поляра
4 Расчёт закритических поляр самолёта
При числах Маха больше критического 
возникает дополнительное волновое сопротивление, обусловленное появлением скачков уплотнения.
Общее сопротивление самолёта является суммой сопротивлений, соответствующих докритическим скоростям полёта и волновых:
.
Каждому числу 
соответствует своя поляра. Будем вести расчёт закритических поляр в диапазоне 
с шагом D М =0,05.
Волновое сопротивление 
самолёта при расчётах представляют в виде суммы пассивного волнового 
(при 
=0) и индуктивно-волнового 
, зависящего от , сопротивлений:
= 
+ 
.
Будем считать, что индуктивно-волновое сопротивление создаёт только крыло, при его определении коэффициент подъёмной силы берётся в диапазоне от 0 до 0,6 с шагом 0,1. Остальные элементы создают только пассивное волновое сопротивление и при его расчёте принимается =0.
Значения 
сопротивления при 
были рассчитаны в разделе 3 (см. формулу (4)).
Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолёта при 
, вычисляются по приближённой формуле:
,
где 
-коэффициент волнового сопротивления крыла при =0;
|
|
|
, 
-коэффициенты пассивного волнового сопротивления горизонтального и вертикального оперения, 
-коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа, 
-коэффициент волнового сопротивления мотогондол двигателя j-того типа; 
-площади крыла, горизонтального и вертикального оперения, миделя фюзеляжа и мотогондол двигателей j-того типа соответственно.
Определяем коэффициенты волнового сопротивления крыла, горизонтального и вертикального оперения с помощью формул, исходя из условия:
Если 
, то волновое сопротивление определяется как:
;
Если 
, то волновое сопротивление определяется по формуле:
,
где 
и 
эмпирические константы равные 
.
Коэффициент пассивного волнового сопротивления фюзеляжа вычисляется по формуле:
,
где максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа 
определяется по формуле:
,
где 
-удлинение фюзеляжа; 
-удлинение хвостовой части фюзеляжа. Безразмерная величина 
определяется формулой:
.
Коэффициент волнового сопротивления мотогондол рассчитывается также, как и 
. Имеем критические числа Маха, определённые в разделе 2:
=0,75; 
=1,00; 
=0,95; 
0,843; 
0,85;
Определены критические числа Маха для крыла с различным .
Полученные значения занесены в таблицу 3.
Таблица 3 – Критическое число Маха для крыла с различным .
|
| 0,1 | 0,2 | 0,3 | 0,4 | 0,5 | 0,6 | |
| 0.86573 | 0.85064 | 0.834698 | 0,817896 | 0,80023 | 0,781717 | 0,765 |
Для каждого из чисел Маха ряда: 0,75; 0,8; 0,85; 0,9; 0,95 рассчитаем зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента силы лобового сопротивления и результаты оформим в виде таблиц 4,5,6,7,8. Из полученных значений построены графики представленные на рисунке 3.
Таблица 4 – Зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента силы лобового сопротивления, для 
|
| 
| 
| 
| 
|
| 
| 
|
| 0,022177 | 0,0002974 | 0.0 | 0.0 | 0.00 | 0.00 | 0,0224744 | |
| 0,1 | 0,019598 | 0,0003316 | 0,0199296 | ||||
| 0,2 | 0,0179 | 0,000382 | 0,018282 | ||||
| 0,3 | 0,017081 | 0,0004551 | 0,0175361 | ||||
| 0,4 | 0,017143 | 0,0005695 | 0,0177125 | ||||
| 0,5 | 0,018085 | 0,0007734 | 0,0188584 | ||||
| 0,6 | 0,019906 | 0,001236 | 0,021142 |
Таблица 5– Зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента силы лобового сопротивления, для 
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| 0,022177 | 0,000467 | 0.0 | 0,022644 | ||||
| 0,1 | 0,019598 | 0,0005662 | 0,0201642 | ||||
| 0,2 | 0,0179 | 0,0007313 | 0,0186313 | ||||
| 0,3 | 0,017081 | 0,001056 | 0,018137 | ||||
| 0,4 | 0,017143 | 0,001977 | 0,01912 | ||||
| 0,5 | 0,018085 | 0,004359 | 0,022444 | ||||
| 0,6 | 0,019906 | 0,008136 | 0,028042 |
Таблица 6 – Зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента силы лобового сопротивления, для 
|
|
| 
|
|
|
|
|
|
| 0,022177 | 0,0012 | 0,000653 | 0,0000143 | 0,0240443 | |||
| 0,1 | 0,019598 | 0,001938 | 0,0222033 | ||||
| 0,2 | 0,0179 | 0,003899 | 0,0224663 | ||||
| 0,3 | 0,017081 | 0,006911 | 0,0246593 | ||||
| 0,4 | 0,017143 | 0,011 | 0,0288103 | ||||
| 0,5 | 0,018085 | 0,017 | 0,0357523 | ||||
| 0,6 | 0,019906 | 0,025 | 0,0455733 |
Таблица7 – Зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента силы лобового сопротивления, для 
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| 0,022177 | 0,007376 | 0,004832 | 0,001662 | 0,036047 | |||
| 0,1 | 0,019598 | 0,011 | 0,037092 | ||||
| 0,2 | 0,0179 | 0,016 | 0,040394 | ||||
| 0,3 | 0,017081 | 0,023 | 0,046575 | ||||
| 0,4 | 0,017143 | 0,031 | 0,054637 | ||||
| 0,5 | 0,018085 | 0,042 | 0,066579 | ||||
| 0,6 | 0,019906 | 0,055 | 0,0814 |
Таблица 8 – Зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента силы лобового сопротивления, для 
|
| 0,023 |
|
|
|
|
|
|
| 0,022177 | 0,024 | 0,008031 | 0,002949 | 0,057157 | |||
| 0,1 | 0,019598 | 0,031 | 0,061578 | ||||
| 0,2 | 0,0179 | 0,04 | 0,06888 | ||||
| 0,3 | 0,017081 | 0,051 | 0,079061 | ||||
| 0,4 | 0,017143 | 0,064 | 0,092123 | ||||
| 0,5 | 0,018085 | 0,08 | 0,109065 | ||||
| 0,6 | 0,019906 | 0,098 | 0,128886 |
Рисунок 3 – Закритические поляры
Дата добавления: 2015-12-17; просмотров: 101; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!