Определение коэффициента лобового сопротивления самолета.
Коэффициент
лобового сопротивления компоновки
самолета с фюзеляжем, симметричным
относительно плоскости X0Z
(
)
при углах атаки
для
самолета с крылом малого удлинения,
для
самолета с крылом большого удлинения,
определяется как сумма коэффициентов
лобового сопротивления при нулевой
подъемной силе –
и индуктивного сопротивления
:
.
Коэффициент рассчитывается по формуле:
(9.1)
– коэффициенты
лобового сопротивления с учетом
интерференции фюзеляжа с крылом,
горизонтальным и вертикальным оперениями;
коэффициенты лобового сопротивления
мотогондол, подвешиваемых грузов и
надстроек с учетом интерференции;
–коэффициент,
учитывающий дополнительное сопротивление,
обусловленное технологическими
неровностями поверхности (стыковочные
узлы, люки, царапины) ,
=
0.003 …0.004 ;
–
коэффициент
торможения потока в районе вертикального
оперения. При
,
при
можно
принять равным
;
К – поправочный коэффициент, уточняющий формулу (9.1) на неучтенные факторы, К =1.05 …1.1.
. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.
Расчет
коэффициента лобового сопротивления
изолированного фюзеляжа при нулевой
подъемной силе выполняется по соотношению:
где
–
коэффициент лобового сопротивления
трения,
–
коэффициент
лобового сопротивления давления.
Коэффициент лобового сопротивления трения
Определяется
по формуле:
где
–
коэффициент сопротивления трения
плоской пластины в несжимаемом потоке
для полностью турбулентного пограничного
слоя ,
–
число Рейнольдса, рассчитанное по
длине фюзеляжа
,
–
коэффициент,
учитывающий влияние сжимаемости ,
–
коэффициент
формы, учитывающий отличие фюзеляжа от
плоской пластины,
–
площадь омываемой поверхности фюзеляжа
(боковой, без площади поверхности донного
среза),
=1,71*10-5–
кинематический коэффициент вязкости,
определяемый по таблице стандартной
атмосферы в зависимости от высоты
полета.
|
|
|
|
|
|
|
М=0,6 |
5,14*108 |
0,0018 |
0,98 |
1,12 |
70,86 |
0,0427 |
М=1,6 |
1,37*109 |
0,0013 |
0,95 |
|
|
0,0264 |
Коэффициент сопротивления давления определяется по формуле:
где
–
соответственно коэффициенты сопротивления
давления носовой и кормовой частей,
донного сопротивления, отнесенные к
площади миделевого сечения
.
Коэффициент сопротивления носовой части фюзеляжа,
выполненной в виде тела вращения с центральным воздухозаборником, представляется в виде:
Современные
воздухозаборники проектируются таким
образом, что при всех расчетных режимах
работы двигателя
= 1.
Тогда это соотношение принимает вид:
, и определяется из графика.
Коэффициент сопротивления кормовой части фюзеляжа
определяется по графику .
Коэффициент сопротивления донного среза при
неработающем двигателе определяется для всех значений числа М по формуле :
,
где
–
площадь донного среза,
–
диаметр донного среза,
– коэффициент,
учитывающий влияние удлинения и сужения
кормовой части ;
–
коэффициент
донного давления.
При
М
<
0.8
,
–
коэффициент
трения плоской пластины, определяемый
по числу
.
При М>0.8 =-0,27 - определяется по графикам.
|
|
|
|
|
|
М=0,6 |
-0,1374 |
0,28 |
2,15 |
3,19 |
0,08 |
М=1,6 |
-0,27 |
0,38 |
|
|
0,34 |
|
|
|
|
|
М=0,6 |
0 |
0,06 |
0,0259 |
0,0858 |
М=1,6 |
0,02 |
0,068 |
0,069 |
0,2663 |
|
|
|
|
М=0,6 |
0,0427 |
0,0858 |
0,1286 |
М=1,6 |
0,0264 |
0,2663 |
0,3668 |
9.2. Определение коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности (крыла, ГО, ВО) при нулевой подъемной силе.
Коэффициент
лобового сопротивления изолированной
несущей поверхности при нулевой подъемной
силе
определяется по формуле:
где
–
коэффициент профильного сопротивления,
состоящий из сопротивления трения и
сопротивления давления, обусловленного
перераспределением давления из–за
влияния вязкости;
–
коэффициент волнового сопротивления,
обусловленный потерями полного давления
в скачках уплотнения и перераспределением
давления на трансзвуковых и сверхзвуковых
скоростях.
Коэффициент профильного сопротивления:
где
–
коэффициент, учитывающий долю несущей
поверхности, занятую мотогондолами.
Так как мотогондолы отсутствуют, то
=
2.
–
коэффициент,
учитывающий влияние на профильное
сопротивление толщины профиля,
– коэффициент, учитывающий влияние числа Маха.
М=0,6 |
|
|
|
|
Крыло |
0,0022 |
1,13 |
0,98 |
0,0045 |
ГО |
0,0023 |
|
|
0,0047 |
ВО |
0,0019 |
|
|
0,0047 |
М=1,6 |
|
|
|
|
Крыло |
0,0017 |
1,13 |
0,85 |
0,0036 |
ГО |
0,0019 |
|
|
0,0035 |
ВО |
0,0019 |
|
|
0,0035 |
Коэффициент волнового сопротивления
При дозвуковых скоростях волновое сопротивление отсутствует. А при сверхзвуковых определяется по соотношению
где
–
коэффициент волнового сопротивления
несущей поверхности с ромбовидным
профилем, определяется по графикам.
K – коэффициент, учитывающий влияние на волновое сопротивление ромбовидного профиля формы расчетного профиля в случае крыла бесконечного размаха ,
– коэффициент, учитывающий влияние относительной толщины профиля, угла стреловидности и удлинения рассматриваемого крыла, определяется из графика.
Так
как коэффициент
принимает
отрицательное значение, то принимаем,
что он равен нулю. Тогда
=
.
М=1,6 |
|
|
|
Крыло |
0,0055 |
0,0036 |
0,0094 |
ГО |
0,0095 |
0,0035 |
0,0131 |
ВО |
0,0085 |
0,0035 |
0,0122 |
Подставляя все полученные значения в формулу (9.1), получаем
|
Фюзеляж |
Крыло |
ГО |
ВО |
Самолет |
М=0,6 |
0,0133 |
0,0068 |
0,0016 |
0,0014 |
0,0248 |
М=1,6 |
0,0413 |
0,0145 |
0,0027 |
0,0023 |
0,0612 |