3.4 Расчет и построение крейсерских поляр.
Крейсерские поляры рассчитывают для полетной конфигурации самолета и расчетной высоты полета для тех же чисел Маха, что и крейсерские кривые cya=f(a), по формуле
. (56)
Коэффициент волнового сопротивления схв необходимо учитывать в связи с образованием местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения при обтекании крыла и других частей самолета воздушным потоком.
В рассматриваемом диапазоне чисел М волновое сопротивление создается в основном крылом.
Числа следует вычислять для расчетной высоты полета и скоростей, определяемых по формуле
, (57)
где
скорость звука на расчетной высоте (приложение [1]).
При , когда сжимаемость воздуха отсутствует, расчет ведут для на расчетной высоте
. (58)
При
, (59)
где характерный линейный размер элемента, измеренный вдоль потока, м (табл.1, стр. 3,4 );
кинематический коэффициент вязкости, (приложение [1]).
;
Для каждого значения числа по графику (рис.17 [1]) определяем коэффициент , для каждого значения числа по графикам (рис.19 [1]) определяем , затем рассчитываем .
Расчеты сведены в таблицу 10.
Таблица 10.
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Параметры |
Крыльевые элементы |
Тела вращения |
Прочее |
|
|
|
|
|
|
|
|
b |
bго |
bво |
lф |
lгд |
Пилон1 |
Пилон2 |
Фонарь |
|
|
M |
Линейный размер, м |
6,38 |
3,25 |
6,3 |
50,1 |
6,84 |
4 |
6,08 |
|
|
|
; |
0,1 |
0,09 |
0,09 |
11,61 |
4,82 |
0,12 |
0,1 |
|
|
|
|
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
|
|
|
1,27 |
1,23 |
1,23 |
1,08 |
1,2 |
1,37 |
1,27 |
|
|
|
|
0,958 |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
|
|
|
S, м2 |
280,55 |
38,68 |
38 |
258,48 |
12 |
4,92 |
6,51 |
|
|
|
n |
1 |
1 |
1 |
1 |
4 |
2 |
2 |
|
|
|
, м2 |
356,3 |
47,6 |
46,7 |
279,15 |
57,6 |
13,5 |
16,5 |
|
|
0 |
Re |
1,1*107 |
5,6*106 |
4,7*106 |
8,7*107 |
1,1*107 |
6,9*106 |
10,6*106 |
|
|
|
2cf |
0,0062 |
0,0067 |
0,0068 |
0,0045 |
0,006 |
0,0064 |
0,006 |
|
|
|
|
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
1 |
|
|
|
, м2 |
2,209 |
0,3189 |
0,3175 |
1,2561 |
0,3456 |
0,0864 |
0,099 |
0,32 |
|
|
cx0 |
0,0183 |
|
|
|
|
|
|
|
|
0,7 |
Re |
2,93*107 |
1,47*107 |
2,86*107 |
2,22*108 |
3,08*107 |
1,82*107 |
2,76*107 |
|
|
|
2cf |
0,0054 |
0,0057 |
0,0053 |
0,0039 |
0,0053 |
0,0056 |
0,0054 |
|
|
|
|
1,12 |
1,09 |
1,09 |
1,13 |
1,15 |
1,13 |
1,11 |
|
|
|
, м2 |
2,138 |
0,2956 |
0,27 |
1,253 |
0,351 |
0,0854 |
0,0989 |
0,32 |
|
|
cx0 |
0,0174 |
|
|
|
|
|
|
|
|
0,8 |
Re |
3,35*107 |
1,68*107 |
3,26*107 |
2,53*108 |
3,52*107 |
2,15*107 |
3,14*107 |
|
|
|
2cf |
0,0053 |
0,0056 |
0,0052 |
0,0037 |
0,0052 |
0,0055 |
0,0053 |
|
|
|
|
1,2 |
1,17 |
1,17 |
1,21 |
1,22 |
1,22 |
1,14 |
|
|
|
, м2 |
2,2483 |
0,3117 |
0,2844 |
1,2729 |
0,3654 |
0,0905 |
0,0996 |
0,32 |
|
|
cx0 |
0,0179 |
|
|
|
|
|
|
|
|
0,85 |
Re |
3,56*107 |
1,79*107 |
3,47*107 |
2,69*108 |
3,74*107 |
2,24*107 |
3,32*107 |
|
|
|
2cf |
0,0052 |
0,0056 |
0,0052 |
0,0036 |
0,0051 |
0,0054 |
0,0053 |
|
|
|
|
1,26 |
1,22 |
1,22 |
1,26 |
1,28 |
1,26 |
1,24 |
|
|
|
, м2 |
2,3161 |
0,3251 |
0,2965 |
1,2897 |
0,376 |
0,0918 |
0,1084 |
0,32 |
|
|
cx0 |
0,0186 |
|
|
|
|
|
|
|
|
0,9 |
Re |
3,76*107 |
1,89*107 |
3,67*107 |
2,85*108 |
3,96*107 |
2,32*107 |
3,53*107 |
|
|
|
2cf |
0,0051 |
0,0055 |
0,0051 |
0,0036 |
0,005 |
0,0054 |
0,0052 |
|
|
|
|
1,28 |
1,25 |
1,25 |
1,3 |
1,32 |
1,31 |
1,28 |
|
|
|
, м2 |
2,3076 |
0,3271 |
0,298 |
1,3307 |
0,3802 |
0,0955 |
0,1098 |
0,32 |
|
|
cx0 |
0,0185 |
|
|
|
|
|
|
|
|
0,95 |
Re |
3,97*107 |
2*107 |
3,88*107 |
3,01*108 |
4,18*107 |
2,57*107 |
3,76*107 |
|
|
|
2cf |
0,005 |
0,0055 |
0,005 |
0,0036 |
0,005 |
0,0054 |
0,0051 |
|
|
|
|
1,3 |
1,28 |
1,28 |
1,32 |
1,34 |
1,36 |
1,34 |
|
|
|
, м2 |
2,2978 |
0,335 |
0,2991 |
1,3511 |
0,3859 |
0,0991 |
0,1127 |
0,32 |
|
|
cx0 |
0,0193 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В результате расчетов в соответствии с табл.10 для каждого числа М определяем значение по формуле
. (60)
Расчет поляр производим при , равных 0; 0,1; 0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7, т.е. при малых углах атаки, поэтому значением можно пренебречь. Коэффициент вычисляем по формуле (41).
Коэффициент волнового сопротивления схв необходимо учитывать в связи с образованием местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения при обтекании крыла и других частей самолета воздушным потоком.
В рассматриваемом диапазоне чисел М волновое сопротивление создается в основном крылом.
Коэффициент волнового сопротивления можно рассчитать по формуле
cхв = схво+схвi,
где
схво- составляющая коэффициента волнового сопротивления, не зависящая от суа.
схвi- коэффициент волнового индуктивного сопротивления, зависящий от суа..
,
где ;
,
где Мкр 0 - критическое число Маха при суа = 0.
.
При суа = 0, М = 0
;
М = 0,7
;
М = 0,8 ,
;
М = 0,85 ,
;
М = 0,9 ,
;
М = 0,95 ,
.
При суа = 0,1; 0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7 расчеты аналогичны.
Коэффициент волнового индуктивного сопротивления крыла сх в i определяется по формуле
,
При суа = 0,1,
М = 0,
М = 0,7,
М = 0,8, ;
М = 0,85, ;
М = 0,9, ;
М = 0,95, .
При суа = 0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7 расчеты аналогичны.
Рассчитываем коэффициент лобового сопротивления
и заносим в таблицу 11. Все расчеты сведены в таблицу 11.
Таблица 11.
|
|
|
|
|
|
|
|
|
суа |
Мкр |
М |
схо |
сxi |
схво |
схвi |
сxa |
|
0 |
0,769 |
0 |
0,0183 |
0 |
0 |
0 |
0,0183000 |
|
|
|
0,7 |
0,0174 |
|
0 |
|
0,0174000 |
|
|
|
0,8 |
0,0179 |
|
0,0001 |
|
0,0179282 |
|
|
|
0,85 |
0,0186 |
|
0,0018 |
|
0,0198721 |
|
|
|
0,9 |
0,0185 |
|
0,0069 |
|
0,0257529 |
|
|
|
0,95 |
0,0193 |
|
0,0163 |
|
0,0259529 |
|
0,1 |
0,766 |
0 |
0,0183 |
0,000569 |
0 |
0 |
0,0176689 |
|
|
|
0,7 |
0,0174 |
0,000797 |
0 |
0 |
0,0173966 |
|
|
|
0,8 |
0,0179 |
0,000948 |
0,00013 |
0,0000026 |
0,0184155 |
|
|
|
0,85 |
0,0186 |
0,001080 |
0,002 |
0,0000439 |
0,0211748 |
|
|
|
0,9 |
0,0185 |
0,001305 |
0,0072 |
0,0002155 |
0,0276091 |
|
|
|
0,95 |
0,0193 |
0,001822 |
0,0167 |
0,0007789 |
0,0394436 |
|
0,2 |
0,758 |
0 |
0,0183 |
0,002276 |
0 |
0 |
0,0193756 |
|
|
|
0,7 |
0,0174 |
0,003186 |
0 |
0 |
0,0197864 |
|
|
|
0,8 |
0,0179 |
0,003793 |
0,00025 |
0,0000193 |
0,0214015 |
|
|
|
0,85 |
0,0186 |
0,004320 |
0,0024 |
0,0002309 |
0,0251100 |
|
|
|
0,9 |
0,0185 |
0,005220 |
0,0081 |
0,0010259 |
0,0332446 |
|
|
|
0,95 |
0,0193 |
0,007288 |
0,0178 |
0,0035400 |
0,0488270 |
|
0,3 |
0,744 |
0 |
0,0183 |
0,005120 |
0 |
0 |
0,0222200 |
|
|
|
0,7 |
0,0174 |
0,007169 |
0 |
0 |
0,0237694 |
|
|
|
0,8 |
0,0179 |
0,008533 |
0,00053 |
0,0000174 |
0,0264604 |
|
|
|
0,85 |
0,0186 |
0,009719 |
0,0033 |
0,0007945 |
0,0320647 |
|
|
|
0,9 |
0,0185 |
0,011746 |
0,0095 |
0,0030604 |
0,0434392 |
|
|
|
0,95 |
0,0193 |
0,016397 |
0,0196 |
0,0098375 |
0,0662313 |
|
0,4 |
0,724 |
0 |
0,0183 |
0,009102 |
0 |
0 |
0,0262022 |
|
|
|
0,7 |
0,0174 |
0,012746 |
0 |
0 |
0,0293457 |
|
|
|
0,8 |
0,0179 |
0,015170 |
0,0011 |
0,0004570 |
0,0342219 |
|
|
|
0,85 |
0,0186 |
0,017279 |
0,0048 |
0,0023721 |
0,0428091 |
|
|
|
0,9 |
0,0185 |
0,009102 |
0,0118 |
0,0078131 |
0,0597237 |
|
|
|
0,95 |
0,0193 |
0,029150 |
0,0221 |
0,0230932 |
0,0950203 |
|
0,5 |
0,699 |
0 |
0,0183 |
0,014222 |
0 |
0 |
0,0313222 |
|
|
|
0,7 |
0,0174 |
0,019915 |
0 |
0 |
0,0365151 |
|
|
|
0,8 |
0,0179 |
0,023704 |
0,0022 |
0,0016761 |
0,0451826 |
|
|
|
0,85 |
0,0186 |
0,026998 |
0,0068 |
0,0063794 |
0,0587860 |
|
|
|
0,9 |
0,0185 |
0,032628 |
0,0146 |
0,0181841 |
0,0848758 |
|
|
|
0,95 |
0,0193 |
0,045548 |
0,0255 |
0,0494311 |
0,1410851 |
|
0,6 |
0,669 |
0 |
0,0183 |
0,020480 |
0 |
0 |
0,0375800 |
|
|
|
0,7 |
0,0174 |
0,028678 |
0 |
0,00006 |
0,0452777 |
|
|
|
0,8 |
0,0179 |
0,034133 |
0,004 |
0,0052663 |
0,0610852 |
|
|
|
0,85 |
0,0186 |
0,038878 |
0,0095 |
0,0158215 |
0,0830406 |
|
|
|
0,9 |
0,0185 |
0,046984 |
0,018 |
0,0397469 |
0,1244114 |
|
|
|
0,95 |
0,0193 |
0,065588 |
0,029 |
0,0998759 |
0,2153301 |
|
0,7 |
0,632 |
0 |
0,0183 |
0,027876 |
0 |
0 |
0,0449756 |
|
|
|
0,7 |
0,0174 |
0,039034 |
0,0005 |
0,0008 |
0,0556336 |
|
|
|
0,8 |
0,0179 |
0,046459 |
0,0065 |
0,0151187 |
0,0860617 |
|
|
|
0,85 |
0,0186 |
0,052917 |
0,0131 |
0,0376249 |
0,1226752 |
|
|
|
0,9 |
0,0185 |
0,063951 |
0,0221 |
0,0844822 |
0,1904330 |
|
|
|
0,95 |
0,0193 |
0,089273 |
0,0333 |
0,1970228 |
0,3404286 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Поляры сроим на том же графике, что и крейсерские кривые cya=f(a) (приложение, рис.4).