3223

Дополнительное вредное сопротивление СХ вр при Су >0 определяется по осреднённому графику ЦАГИ (рис.

11), где

Cyкр

Cy Cy max кр .

2.4.6. Построениеполяры самолёта

Результаты расчета коэффициентов подъемной силы и аэродинамического сопротивления следует представить в табличном виде (табл. 5).

Таблица5 Расчет подъемной силы и аэродинамического сопротивления

2.4.7. Построение графиказависимости Cy =f(α)

Для разметки на поляре углов атаки необходимо построить кривую зависимости Cy от α. Построение производится для малых полётных чисел М. Для больших скоростей построенной кривой пользоваться нельзя.

30

Рис. 12.Последовательность построения поляры

Величина Су для крыльев большого удлинения до значений Су<0,8Суmах может быть подсчитанапо формуле

Cy Cy ( 0),

где 0 (град) - угол нулевой подъёмной силы, а Cy -

коэффициент наклона кривой, имеющий размерность 1/град.

Значения угла нулевой подъёмной силы и коэффициента

Cy известны из результатов аэродинамического расчета

профиля крыла в разделе 2 курсовой работы. Тем не менее, эти величины нужно сравнить со среднестатистическими значениями:

1) для современных пассажирских самолетов значение угла нулевой подъёмной силы лежит в диапазоне -5<=0 <=0 (для симметричных профилей крыла этот угол равен нулю);

31

2)среднестатистическую величину Cy можно

определить по графику на рис. 13. или из расчета профиля крыла. (См. раздел 3.9. Работа с программой аэродинамического расчета профиля).

Линейную часть кривой (рис. 12, б) строят по двум точкам

(например, при α=α0 и при α=10˚).

плавно сопрягается с горизонталью от точки 0,8Су тaх до Су тaх

.

В случае крыла малого удлинения Су вычисляют по

Рис. 13.Определениеугланаклонаполяры

32

В диапазоне 8°<а<10° кривые плавно сопрягаются. Для построения кривой задаются углами атаки в диапазоне 0 <а<20°и подсчитывают Су.

Построив кривую Cy=f(a), размечают углы атаки на поляре, какэто показано нарис. 12аи рис. 12б.

2.5. Расчёт и построение поляр при околозвуковых числах М

Изменение аэродинамических характеристик самолёта при околозвуковом обтекании в основном сводится к появлению дополнительного волнового сопротивления. Теоретический анализ уравнений движения газа при околозвуковых скоростях и результаты эксперимента показывают, что волновое сопротивление крыла прямо пропорционально относительной толщине крыла в степени 5/3 и зависит, кроме того, от двух параметров, величина которых определяется числом М и удлинением крыла.

Обозначив параметр, зависящий от числа М, через К и параметр, зависящий от удлинения, через μ, имеем:

С13 .

Аналогичное теоретическое и экспериментальное изучение околозвукового обтекания вытянутых тонких тел (например, фюзеляжа самолёта) показывает, что в этом случае волновое сопротивление обратно пропорционально квадрату удлинения тела и зависит, кроме этого, только от одного параметра Ко, связанного с числом М набегающего потока и удлинением тела эф. ф

33

К0 λ2эф. ф М2 1.

Параметры К, Ко, μ носят название критериев околозвукового подобия.

Анализ результатов эксперимента показывает, что величину волнового сопротивления самолёта можно представить в виде двух слагаемых: волнового сопротивления, изменяющегося с изменением коэффициента подъёмной силы, причём последний, оказывается, можно считать пропорциональным квадрату Су

Такимобразом, Cx в Cx0 в АС2у .

2.5.1.РасчётСхо в крыла

Коэффициент волнового сопротивления крыла при нулевой подъёмной силе может быть вычислен по формуле

сопротивления за счёт стреловидности крыла.

Величина В, на основании упомянутой выше теории околозвукового подобия, является функцией параметров К и μ. Нарис. 14представленыграфики этой зависимости.

Для учёта стреловидности число М должно быть уменьшено пропорционально cos χ , и поэтому критерий подобия К вычисляется по формуле

К М2cos χ 1 .

2

С 3

34

Рис. 14. График для расчета волнового сопротивления

Для расчёта Cx0 вкр крыла задаются несколькими

значениями чисел М (см. рекомендации в индивидуальном задании, но в пределах Мкр<М<Мкр+0,3), вычисляют параметр К, определяют по данным К и μ величину В и подсчитывают, наконец, величину коэффициента волнового сопротивления крыла при нулевой подъёмной силе. Расчёт сводят в табл. 6.

К М2cos χ 1

2

С 3

В

Cx0 вкр

35