Учебное пособие 1985

Таблица 1 Значения коэффициента интерференции

Коэффициент профильного сопротивления оперения определяется аналогично коэффициенту профильного сопротивления крыла.

Но для сокращения работы его можно выбрать из статистики в пределах:

Сха опер = 0,008 ÷ 0,012 .

В площадь оперения входит площадь горизонтального оперения (включая подфюзеляжную часть) и площадь вертикального оперения (киль и руль поворота).

2.4.2.Определение лобового сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей

Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа определяется по формуле

Cфха Cf c м Sпов Cфха ,

Sмид

20

где Cфха - коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа, отнесенный к площади его миделя;

Sпов - площадь поверхности фюзеляжа, м2;

Sмид - площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2;

Cf - коэффициент трения плоской пластинки;

c - коэффициент, учитывающий толщину фюзеляжа,

по сравнению с плоской пластинкой;

м - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха;

Cфха - увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, вызванное наличием в носовой части фонаря пилотской кабины, этот коэффициент принимается равным

Cфха 0,005 0,01,

(отнесено к миделю фюзеляжа).

Расчет коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа

Рейнольдса фюзеляжа:

Lф

Reф V расч н ,

где Lф - длина фюзеляжа, определяемая по чертежу общего вида самолета, м;

21

н = кинематический коэффициент вязкости воздуха на

высоте Н по сведениям из стандартной атмосферы, м2/с.

2) из графика, рис. 7, по числу Рейнольдса фюзеляжа

Reф , определяется коэффициент трения плоской пластинки

Cf ;

Рис. 7. График для определения коэффициента трения пластины

3) подсчитывается удлинение фюзеляжа:

Lф

ф dэ.ф ,

22

фюзеляжа (диаметр круглого фюзеляжа, равновеликого по площади миделю данного фюзеляжа), м;

4) подсчитывается удлинение носовой части фюзеляжа:

н.ф Lн.ф , dэ.ф

где Lн.ф - длина носовой части фюзеляжа, определяемая по чертежу общего вида самолета, м;

5) из графика, рис. 8, находится коэффициент c ;

Рис. 8. График для учета габаритов фюзеляжа

6) из графика, рис. 9, находится коэффициент м ;

23

Рис. 9. График для учета эффекта сжимаемости воздуха

2.4.3. Сводка прочих вредных сопротивлений самолета

Аналогичным образом можно рассчитать и прочие сопротивления. Но их вклад в общее сопротивление самолета невелик, поэтому их можно принять на основе статистики

(табл. 2).

Таблица 2 Статистические данные о коэффициентах сопротивления

Антенна

Тормозные щитки в убранном состоянии

Отверстия и неровности капота двигателя

24

Сводку сопротивлений самолета желательно представить в табличном виде (табл. 3).

Таблица 3

Сводка сопротивлений самолета

где коэффициент (1,03 ÷1,05) учитывает увеличение сопротивления из-за мелких его источников, подсчет которых затруднен.

25

2.4.4. Определение индуктивного сопротивления самолета

При расчете коэффициента индуктивного сопротивления крыла используют не геометрическое, а эффективное удлинение. На малых дозвуковых скоростях, при числе Маха меньше критического числа Маха индуктивное сопротивление

крыла Cxai рассчитывается по формуле

где эфф - эффективное удлинение крыла;

- поправка учитывающая влияние формы крыла в плане, удлинения и сужения. Эта поправка определяется по

графику, рис. 10, по сужению η и удлинению данного

крыла.

Эффективное удлинение крыла эфф вычисляется по формуле

В данной курсовой работе геометрическое удлинение крыла λрекомендуется определять по формуле:

l

2

S ,

26

Где l- размах крыла, м;

S - площадь крыла, м2.

Размах крыла задан в качестве одного из исходных данных задания, а площадь крыла можно определить из схемы самолета (схема также задана в исходных данных).

Рис. 10. График для расчета поправки на удлинение крыла

27

Сужение крыла η определяется по формуле:

b0 , bk

где b0 - корневая хорда крыла, м;

bk - концевая хорда крыла, м.

Следует помнить, что замена эфф на при расчёте

аэродинамических характеристик крыла может привести к большим погрешностям.

Например, для крыла с сужением = 4 и 0.25 =35° (наиболее распространенные геометрические характеристики современного пассажирского самолёта) при геометрическом

удлинении = 8 эффективное удлинение эфф = 7, а при

= 10 значение эффективного удлинения составит эфф =8,5.

Поэтому использование в расчетах вместо эфф

приведет к погрешности в определении величины индуктивного сопротивления соответственно на 12,5% и 15%.

Для очень маленьких удлинений крыла ( <=4 ) эта погрешность несущественна, и расчет можно производить по значению геометрического удлинения.

2.4.5. Определение СХ вр

Предварительно определяется значение максимального коэффициентаподъёмной силы крыла(при λ>3)

Су max кр Су max с К 1 cos2 ,

28

толщиной C =12÷ 16 %, Су max с =1,4÷1,5);

К - коэффициент, зависящий от сужения крыла:

значения его даны в табл. 4;

- угол стреловидности крыла.

Таблица4

Влияние сужения крыла на его подъемную силу

Рис.11. Дополнительноевредноесопротивление

29