3.2.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления горизонтального оперения.

Расчет минимального лобового сопротивления горизонтального и вертикального оперения производим так же, как для крыла.

b_срГО=м

;

с_xaрго=k₁·c_f·η_c·η_м,

где k₁=2; η_c=1,37; η_м=0,96;

с_xaрго=2·0,002436·1,37·0,96=0,006408

, (3.7*)

где к_инт=0,75; S_пф=30;

3.2.3 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для вертикального оперения.

b_ср=

;

с_xaрво=k₁·c_f·η_c·η_м, где k₁=2; η_c=1,37; η_м=0,96;

с_xaрво=2·0,002319·1,37·0,96=0,006101

(3.7**)

где к_инт=0,375; S_пф=30;

3.2.4 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления фюзеляжа и мотогондол.

Для фюзеляжа с заострённой носовой и кормовой частью при докритических скоростях основной составляющей сопротивления является сопротивление трения .

Коэффициент сопротивления асимметричного фюзеляжа (мотогондолы) или эквивалентного тела вращения определяем по аналогии с сопротивлением трения плоской пластины:

(3.8)

где – коэффициент трения плоской пластины; η_λ – коэффициент, учитывающий отличие формы фюзеляжа от плоской пластины; η_м – коэффициент, учитывающий сжимаемость потока; F_ом – омываемая поверхность фюзеляжа; s_мф – площадь миделя фюзеляжа.

Коэффициент определяем по рис. 3.3 [1] в зависимости от числа Рейнольдса, подсчитанного по длине фюзеляжа:

, поэтому ; 2=0,003522; коэффициент η_м определяем по рис. 3.5[1]: η_м=0,94; коэффициент η_λ определяем по рис 3.7[1]: η_λ=1,08

Сопротивления мотогондол двигателя определяется также как и для фюзеляжа

;

=0,002441; η_м=0,96; η_λ=1,55;

Определим коэффициент минимального лобового сопротивления всего самолёта:

Таким образом уравнение докритической поляры будет иметь вид:

c_xa=0,016+0,06·(с_ya-0,22)² (3.9)

Расчет координат оформим в виде таблицы

	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
	0.018904	0.016864	0.016024	0.016384	0.017944	0.020704	0.024664

Таблица 1. Координаты точек докритической поляры

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;

(4.1)

Каждому числу Мсоответствует своя поляра. Будем вести расчёт закритических поляр в диапазоне с шагом М=0,05.

Волновое сопротивление самолёта при расчётах представляют в виде суммы пассивного волнового ( при =0) и индуктивно-волнового , зависящего от,сопротивлений:

=+ (4.2)

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 их расчёте принимается =0.

Значения сопротивления при были рассчитаны в разделе 3(см. формулу(3.9)).

Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолёта при, вычисляются по приближённой формуле:

(4.3)

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; S, SГО, SВО, Sмф, SМГо-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

(4.4)

Если, то волновое сопротивление определяется

(4.5)

где М и n эмпирические константы равные М=0,05 и n=2,5.

Коэффициент пассивного волнового сопротивления фюзеляжа вычисляется по формуле

(4.6)

где максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле:

(4.7)

где -удлинение фюзеляжа; -удлинение хвостовой части фюзеляжа. Безразмерная величина определяется формулой:

(4.8)

Коэффициент волнового сопротивления мотогондол рассчитывается также, как и .

Имеем критические числа Маха, определённые в разделе 2:

=0,84232 =0,97695 =0,95767 0,865 0,7785

С помощью формулы (2.1) определим критические числа Маха для крыла с различным и результаты оформим в виде таблицы

	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
	0.902	0.877	0.85	0.821	0.792	0.761	0.729

Таблица 2. Критические числа Маха для крыла

Для каждого из чисел Маха ряда: 0,8, 0,85, 0,9, 0,95 рассчитаем зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента силы лобового сопротивления и результаты оформим в виде таблицы.

Для

0	0,018904	0.0001802	0	0	0	0	0,0190842
0.1	0,016864	0,000203					0,017067
0.2	0,016024	0,000235					0,0162593
0.3	0,016384	0,000284					0,0166677
0.4	0,017944	0,000357					0,0183011
0.5	0,020704	0,000494					0,0211978
0.6	0,024664	0,000816					0,0254803

Для

0	0,018904	0,000233	0	0	0	0	0,0191366
0.1	0,016864	0,000272					0,0171361
0.2	0,016024	0,000333					0,016357
0.3	0,016384	0,00044					0,0168236
0.4	0,017944	0,000645					0,0185892
0.5	0,020704	0,00129					0,021994
0.6	0,024664	0,004806					0,02947

Для

0	0,018904	0,000328	0	0	0	0	0,0192319
0.1	0,016864	0,000412					0,0172764
0.2	0,016024	0,000571					0,0165954
0.3	0,016384	0,000976					0,0173596
0.4	0,017944	0,00029					0,0182339
0.5	0,020704	0,008454					0,029158
0.6	0,024664	0,018					0,042664

Для

0	0,018904	0,000328	0	0	0	0.000262	0,0197216
0.1	0,016864	0,000412					0,0179771
0.2	0,016024	0,000571					0,018286
0.3	0,016384	0,000976					0,022922
0.4	0,017944	0,00029					0,032206
0.5	0,020704	0,008454					0,046966
0.6	0,024664	0,018					0,067926

Для

0	0,018904	0,001818	0	0	0.0036	0.001022	0,025344
0.1	0,016864	0,005151					0,026637
0.2	0,016024	0,011					0,031646
0.3	0,016384	0,021					0,042006
0.4	0,017944	0,036					0,058566
0.5	0,020704	0,056					0,081326
0.6	0,024664	0,082					0,111286

Для

0	0,018904	0,011	0	0	0.007711	0.001614	0,039229
0.1	0,016864	0,019					0,045189
0.2	0,016024	0,031					0,056349
0.3	0,016384	0,048					0,073709
0.4	0,017944	0,071					0,098269
0.5	0,020704	0,1					0,130029
0.6	0,024664	0,137					0,170989