Определение коэффициента лобового сопротивления самолета.

Коэффициент лобового сопротивления компоновки самолета, симметричного относительно плоскости X0Z () при углах атакидля 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:

- коэффициенты лобового сопротивления с учетом интерференции фюзеляжа с крылом, горизонтальным и вертикальным оперениями;

-коэффициент, учитывающий дополнительное сопротивление, обусловленное технологическими неровностями поверхности (стыковочные узлы, люки, царапины) , = 0.003 …0.004 ;

К – поправочный коэффициент, уточняющий формулу на неучтенные факторы,

К =1.05 …1.1.

- коэффициент индуктивного сопротивления самолета,

где А – коэффициент отвала поляры,

- коэффициент подъемной силы самолета.

Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа самолета при нулевой подъемной силе отличается от соответствующего коэффициента изолированного фюзеляжаувеличением донного сопротивления в диапазоне чисел Маха, что учитывается при расчете коэффициента донного сопротивления фюзеляжа

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 (снимается с графика),

- коэффициент формы, учитывающий отличие фюзеляжа от плоской пластины (снимается с графика),

- площадь омываемой поверхности фюзеляжа (боковой, без площади поверхности донного среза),

- кинематический коэффициент вязкости, определяемый по таблице стандартной атмосферы в зависимости от высоты полета.

фюз
К	1,05
xt	0,5
Fф	64,45919807
Sбокнос	9,124755862
Sбокцил	47,10346945
Sбоккорм	8,230972752

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
Reф	6,93E+07	8,08E+07	9,24E+07	1,85E+08	2,08E+08	2,31E+08
V∞	179,7192	209,6724	239,6256	479,2512	539,1576	599,064
2Cf	0,003	0,0025	0,0024	0,0023	0,0022	0,0021
ημ	0,98	0,96	0,95	0,9	0,82	0,8
ηλ	1,08
Cxa0фтр	0,052861174	0,043152	0,04099438	0,037218582	0,032435904	0,030206

Коэффициент сопротивления давления определяется по формуле:

где - соответственно коэффициенты сопротивления носовой и кормовой частей, донного сопротивления.

Коэффициент сопротивления носовой частиопределяется по графикам в зависимости от числа Маха и.

Коэффициент сопротивления кормовой части фюзеляжа форма обводов кормовой части), определяется по графику Коэффициент сопротивления донного среза при неработающем двигателе определяется для всех значений числаМ_ по формуле:

,

где – площадь донного среза,- диаметр донного среза,– коэффициент донного давления.

При М_ < 0.8 ,

- коэффициент, учитывающий влияние удлинения и сужения кормовой части, - коэффициент трения плоской пластины, определяемый по числу.

При М>0.8 определяется по графикам в зависимости от числа Маха, коэффициенттакже снимается по графикам.

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
√(M-1)/λнос	0,428668942	0,3826636	0,321501706	0,669259171	0,801966157	ё
(Cханос)при ϕ=1	0	0	0	0,104798949	0,074651306	0,068909
Cхакорм	0,045	0,045	0,06	0,075	0,065	0,051

Коэффициент сопротивления донного среза фюзеляжа:

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
1-ηкорм	0,21853068
Kη	0,18	0,18	0,18	0,42	0,5	0,55
Cр дон	-0,3233	-0,3542	-0,3615	-0,28	-0,27	-0,2
Cxдон	0,026020793	0,0285044	0,029092131	0,052573439	0,060352163	0,049176
Cxaфдавл	0,07102079	0,073504	0,08909213	0,23237239	0,20000347	0,16908

Cxa0ф

0,123881967

0,1166563

0,13008651

0,26959097

0,232439373

0,199291

Расчет 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 (потерями энергии) в скачках уплотнения и перераспределением давления на сверхзвуковых скоростях.

Коэффициент профильного сопротивления:

(4.13)

где - коэффициент, учитывающий долю несущей поверхности= 2.

- коэффициент, учитывающий влияние на профильное сопротивление толщины профиля снимается с графика ,

- коэффициент, учитывающий влияние числа Маха берется с графика.

Коэффициент трения плоской пластины (верхняя и нижняя поверхность) определяется по графику .

Число Рейнольдса для рассматриваемой несущей поверхности ,- средняя аэродинамическая хорда консольной части несущей поверхности (крыла, ГО, ВО). Как и в случае расчета коэффициента сопротивления трения фюзеляжа, для несущей поверхности принимаем пограничный слой турбулентным. Некоторое завышение коэффициента сопротивления допускается, что определяет запас тяги двигателя.

Крыло

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
Reф	6,93E+07	8,08E+07	9,24E+07	1,85E+08	2,08E+08	2,31E+08
V∞	179,7192	209,6724	239,6256	479,2512	539,1576	599,064
Cf	0,0015	0,00125	0,0012	0,00115	0,0011	0,00105
Cхар	0,00304584	0,0025382	0,002436672	0,002335144	0,002233616	0,002132

Вертикальное оперение

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
Reф	6,93E+07	8,08E+07	9,24E+07	1,85E+08	2,08E+08	2,31E+08
V∞	179,7192	209,6724	239,6256	479,2512	539,1576	599,064
Cf	0,0015	0,0015	0,0015	0,0011	0,001	0,001
Cхар	0,003046	0,00304584	0,00304584	0,002233616	0,002031	0,002031

Горизонтальное оперение

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
Reф	6,93E+07	8,08E+07	9,24E+07	1,85E+08	2,08E+08	2,31E+08
V∞	179,7192	209,6724	239,6256	479,2512	539,1576	599,064
Cf	0,0015	0,0015	0,0015	0,0011	0,001	0,001
Cхар	0,003046	0,003046	0,003046	0,002234	0,002031	0,002031

Коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности определяется по соотношению

где - коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности с ромбовидным профилем. Зависимостипредставлены на графиках и позволяют определить коэффициент.

Коэффициенты, учитывающие влияние на волновое сопротивление формы профиля крыла бесконечного размаха –К,(так как форма профиля - синусоидальная), конечного размаха крыла - снимается с графика и зависит от .

Для ориентировочной оценки коэффициента волнового сопротивления крыла сложной формы в плане исходное крыло разбивают на 2 вспомогательных простых крыла с постоянной стреловидностью по передней кромкеи площадью в плане. Коэффициент волнового сопротивления рассчитывается по формуле

где - коэффициент волнового сопротивленияn-го вспомогательного простого крыла,

K -коэффициент, учитывающий влияние интерференции на волновое сопротивление крыла. В приближенных расчетах можно принять K = 1.15…1.2.

Коэффициент волнового сопротивления крыла:

	1,6	1,8	2
Cxaвлромб	0,0297216	0,02575872	0,024343
Cxaвл	0,0297216	0,033057024	0,025804

Коэффициент волнового сопротивления ВО:

	1,6	1,8	2
Cxaвлромб	0,022722812	0,016896	0,013983
Cxaвл	0,022874297	0,021402	0,018644

Коэффициент волнового сопротивления ГО:

	1,6	1,8	2
Cxaвлромб	0,022723	0,016896	0,013983
Cxaвл	0,022874	0,021402	0,018644

Сха0

0,01704802

0,01583

0,01726748

0,03278182

0,02846074

0,02463

Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением

где А - коэффициент отвала поляры первого рода,

- коэффициент подъемной силы самолета.

В пределах линейной зависимости коэффициент,

где - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки.

Тогда ,

где при заданном значении произведение.

Отвал поляры при отсутствии подсасывающей силы для всех чисел Маха определяется:

, где

	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
А	0,39808507	0,3763637	0,362863317	0,469079925	0,435848765	0,487484
Kmax	6,069390174	6,4776973	6,316608962	4,032088346	4,489303768	4,562783

	M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
α	Сxai
0	0	0	0	0	0	0	0
2		0,003060827	0,00323748	0,00335793	0,002598	0,002796	0,0025
4		0,012243309	0,012949918	0,013431721	0,01039	0,011182	0,009998
6		0,027547446	0,029137316	0,030221371	0,023378	0,025161	0,022496
8		0,048973238	0,051799673	0,053726883	0,041561	0,04473	0,039992