2. Расчёт и построение кривых

2.1 Расчёт и построение кривой зависимости

Критическим числом Маха называют такое число Маха, при котором в полете в какой-либо точке вблизи поверхности крыла или другой выпуклой части самолета местная скорость потока становиться равной местной скорости звука. Соответствующая данному случаю скорость полета самолета называется критической V_кр.

Наличие кривой зависимости позволяет определить степень влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики самолета при полете на разных скоростях и углах атаки. В тех случаях, когда режимы полета самолета соответствуют точкам, лежащим на графике выше кривой (или около кривой), полет считается трансзвуковым и волновые потери необходимо учитывать: если соответствующие точки лежат намного ниже (полет дозвуковой), то волновое сопротивление отсутствует.

Расчет кривой можно произвести по формуле:

, (1)

– удлинение эффективное (табл.1, стр.5);

– относительная толщина профиля (табл.1, стр.4);

– стреловидность по линии фокусов (табл.1, стр.4).

Полученные результаты расчётов занесены в таблицу 2.

Таблица 2. Кривая зависимости

	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
	0,764	0,762	0,754	0,740	0,722	0,698	0,669	0,634

П о данным таблицы 2 построен график (рис.2).

Чтобы охарактеризовать самолет по числу Маха, надо определить число полета, соответствующее расчетной полетной скорости и высоте Н, а также значение полета. Для этого воспользуемся формулами

, (2)

, ₍₃₎

, (4)

где – скорость звука на расчетной высоте, м/с (приложение 1);

– весовая плотность воздуха на расчетной высоте, кГ/м³ (приложение 1);

– полетный вес самолета, кГ;

– взлетный вес самолета, кГ (табл. 1, стр.7);

– полный запас топлива, кГ (табл. 1, стр.9);

– расчетная скорость полета, м/с (табл. 1, стр.7);

– площадь крыла, м² (табл. 1, стр.4);

– ускорение свободного падения, м/с;

,

Так как точка А с вычисленными выше координатами ( ) располагается около кривой (рис.2, стр.8), то самолет считают трансзвуковым.

2.2 Расчёт и построение вспомогательной кривой

Для построения вспомогательной кривой (шасси и средства механизации крыла убраны, полёт происходит на нулевой высоте Н=0, влияние экрана земли отсутствует, скорость полёта минимальная) достаточно иметь пять точек (рис.3, стр.42).

Для построения линейного участка кривой, который характеризует безотрывное обтекание крыла, нужны две точки. Первая точка линейного участка кривой имеет

координаты ; , а вторая точка может быть определена с помощью уравнения прямой

, (5)

где угол атаки, который может быть задан произвольно;

угол нулевой подъемной силы (табл.1, стр.4);

производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки.

(6)

где – максимальный коэффициент подъемной силы профиля, который для каждого типа профиля зависит от числа Рейнольдса Re и относительной толщины и может быть приближенно определен по графику (рис.11, [1]);

коэффициент, учитывающий сужение крыла (рис.10, [1]);

стреловидность по линии фокусов (табл. 1, стр.4).

(7)

где средняя хорда крыла (табл. 1, стр.4);

коэффициент кинематической вязкости воздуха на высоте Н = 0;

минимальная скорость горизонтального полета, определяемая по формуле

(8)

где полетный вес самолета;

площадь крыла (табл. 1, стр.4).

Данные для расчета:

= 1,2⁰;

= 10⁰;

=0,063;

= 0,916;

= 4,61 м;

= 2,9044 ∙ 10^-5 м²/с;

= ;

= 126,2 м²;

,

,

.

Величина числа Re выходит за пределы графика [1, рис.11], следовательно, значение определяем по концу соответствующей кривой ( ), а значит .

Тогда

Координаты точки 3 определяются как . Точка 3 соответствует началу развития срывных явлений на крыле, вызывающих появление низкочастотной тряски самолета в полете.

Остальные две точки необходимы для построения криволинейного участка кривой. Отложим вправо от точки пересечения с лучом исходящим из точки 1 (точка 4)

отрезок, равный получаем точку 5, соответствующую

Вспомогательная кривая приведена на рисунке 3 (стр.42). По данной кривой определяем критический угол атаки