2.3 Оценка числа Маха.

За критическое число Маха всего самолёта принимается наименьшее из рассчитанных критических чисел Маха отдельных частей. Полученное таким образом значениеокругляется до ближайшего меньшего из ряда: 0,5; 0,55; 0,6; 0,65; 0,7; 0,75; 0,8.

Получили: =0,729

=0,97695

=0,95767

0,865

0,835

Наименьшим числом Маха является число Маха крыла. Принимаем критическое число Маха самолёта =0,75

2.4 Определение расчетной скорости самолета.

Для скоростных самолётов с ТРД за расчётную скорость принимают скорость полёта, соответствующую критическому числу Маха самолёта

(2.5)

где -скорость звука на расчётной высоте

На высоте 10000м, =299м/с

м/с

3. Расчет полетной докритической поляры.

3.1 Уравнение докритической поляры.

Докритическую поляру самолета будем строить для расчетной высоты полета H=10000 м и расчетной скорости м/с

Уравнение докритической поляры имеет вид c_xa=c_xamin+A(c_ya-c_yaисх)², где A – коэффициент отвала поляры определяется по формуле: A=1/π·λ_эф, где λ_эф эффективное удлинение крыла определяется как ;

s_i – площадь крыла, занятая фюзеляжем;

λ_эфк – эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от удлинения крыла λ, сужения крыла η и стреловидности крыла по передней кромке ₀:

, (3.1)

где

(3.2)

;

;

(3.3)

исходный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление с_xamin определяется характеристиками профиля и рассчитывается по формуле: ; где α₀ – угол нулевой подъемной силы профиля, выраженный в радианах: .

3.2. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления.

Минимальное сопротивление самолета определяется по формуле:

; (3.4)

где

к₃ – коэффициент запаса, учитывающий неучтенные данные методикой факторы и принимаемый равным 1,05;

с_xaкр, c_xaф, с_xaго, с_xaво, с_xaмг – коэффициенты минимального лобового сопротивления крыла, фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы соответственно; m – количество типов мотогондол на самолете; N_мгj – количество мотогондол двигателя данного типа; s, s_к, s_мф, s_го, s_во, s_ммгj – 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 l=30,36м и средней хордой b_ср:

b_ср==9,3653м.

Определяем число Рейнольдса для крыла:

; (3.5)

где v_расч – расчетная скорость, м/с; b_ср – средняя хорда крыла, м; υ(h) – кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, м²/с.

υ(h)=3,806

Т.к. >10⁷, то пограничный слой можно считать полностью турбулентным и безразмерная координата перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для пластины .

Коэффициент профильного сопротивления крыла подсчитывается как

с_xaр=k_1·c_f·η_c·η_м,

где к₁ – коэффициент, учитывающий долю поверхности крыла, закрытой мотогондолой, определяется по формуле: ; s_кмг – площадь крыла занятая мотогондолой: s_к –площадь консолей крыла; c_f – коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке; η_с и η_м – коэффициенты, учитывающие влияние на профильное сопротивление толщины профиля и числа M_∞, соответственно.

к₁=2

Для турбулентного пограничного слоя :

; (3.6)

коэффициент η_с зависит от относительной толщины профиля и положения точки перехода : η_с=1,37 (рис.3.4. [1])

коэффициент η_м определяем по рис. 3.5. [1]: η_м=0,96.

С_xaр=2·0,002314·1,37·0,96=0,006088

Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла учитывает взаимное влияние крыла и фюзеляжа и наличие щелей:

, (3.7)

где к_инт – коэффициент интерференции между крылом и фюзеляжем, зависит от положения крыла относительно фюзеляжа. Для схемы, низкоплан k_инт=0,75.

S_пф=109,666м²; l_з=43,84м; l_э=7,04м, l_пр=64м