5. Определение коэффициента торможения
Коэффициент
торможения потока определяется как
отношение скоростного напора возмущенного
потока в рассчитываемой области к
скоростному напору невозмущенного
потока
, где
-
плотность и скорость возмущенного
потока,
-
плотность и скорость невозмущенного
потока.
Коэффициент
торможения в области первой несущей
поверхности
определяется по графикам. Торможение
в этой области вызвано наличием носовой
части фюзеляжа, поэтому
.
В первом приближении можно не учитывать
форму носовой части. При дозвуковых
числах Маха торможение определяется
трением, при сверхзвуковых числах Маха
определяющим является торможение
потока за скачком уплотнения. Коэффициенты
торможения потока в области второй
несущей поверхности
,
где
определяется
по графикам.
,
где
- при сверхзвуковых скоростях часть
площади НП II, на которую оказывает
влияние впереди стоящая НП I . Для
дозвуковых скоростей
=
1.
Для
нормальной аэродинамической компоновки
.
|
Определение коэффициента торможения потока | ||||||
|
M |
0,6 |
0,7 |
0,968846 |
1,4 |
1,6 |
1.8 |
|
Ктнп1 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
|
x' |
0,984022 |
0,984022 |
0,984022 |
0,984022 |
0,984022 |
0,984022 |
|
Кт2* |
0,987 |
0,98 |
0,978 |
0,975 |
0,94 |
0,925 |
|
Кт2 |
0,9935 |
0,99 |
0,989 |
0,9875 |
0,97 |
0,934331 |
|
Ктнп2 |
0,983565 |
0,9801 |
0,97911 |
0,977625 |
0,9603 |
0,924988 |
6. Определение коэффициента подъемной силы самолета
производная коэффициента подъемной силы самолета определяется по соотношению:
(2.1)
Здесь
производные
коэффициентов подъемной силы по углу
атаки, соответственно, изолированного
фюзеляжа, изолированных консольных
частей крыла, горизонтального оперения,
изолированных мотогондол и других
элементов конструкции самолета, при
обтекании которых может возникать
подъемная сила;
|
M |
0,6 |
0,7 |
0,968846 |
1,4 |
1,6 |
1.8 |
|
|
0,038216 |
0,042877 |
0,045487 |
0,043809 |
0,039708 |
0,033556 |
|
|
0,038595 |
0,043279 |
0,045714 |
0,044215 |
0,040094 |
0,03185 |
|
|
0,031488 |
0,032488 |
0,033488 |
0,035488 |
0,039488 |
0,044488 |
|
kαα кр |
1,523354774 |
1,522629928 |
1,522149257 |
1,5217832 |
1,5193291 |
1,515980893 |
|
kαα го |
2,107051561 |
2,103460394 |
2,101078962 |
2,0992654 |
2,0871067 |
2,070518498 |
|
η |
0,976628148 |
0,973790399 |
0,972203809 |
0,9732355 |
0,9757802 |
0,97994848 |
|
Ктнп1 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
0,99 |
|
Кт2 |
0,9935 |
0,99 |
0,989 |
0,9875 |
0,97 |
0,934331 |
|
Определение коэффициента подъемной силы самолета
| ||||||
|
|
0,049865 |
0,055564 |
0,058721 |
0,056808 |
0,051726 |
0,043553 |
|
Sф' |
76,27448 |
|
|
Sкр' |
0,177632 |
|
|
Sго' |
0,003605 |
|
|
Sво' |
0,1702 |
|