Зависимость коэффициента для сверхзвуковых скоростей

, представлены на графиках рис 4.8 а,б.

При дозвуковых скоростях для воздухозаборника с протоком при = 1, .Поэтому при расчете коэффициента лобового сопротивления самолета – коэффициентможно не учитывать, увеличиваяв запас в счет точности расчета.

При < 1, коэффициентрассчитывается по соотношению 4.9, коэффициентыиопределяются по графикам рис 4.9, 4.10.

К

Рис 4.7 Схема воздухозаборника с центральным телом

оэффициент сопротивления кормовой части фюзеляжаформа обводов кормовой части), определяется по графику рис. 4.11а,б.

Рис4.8a. График для расчета носовой части с протоком при = 1 (прямолинейные обводы)

Рис. 4.8б. График для расчета носовой части с протоком при = 1 (параболические обводы)

Рис. 4.9. Зависимость коэффициента подсасывающей силы воздухозаборника от коэффициента расхода воздуха

Рис. 4.10. Зависимость коэффициента добавочного сопротивления

простого диффузора от коэффициента расхода воздуха

График для расчета

Рис 4 11 а–прямолинейные обводы кормовой части

Рис 4.11б – параболические обводы кормовой части

Рис. 4.12 Зависимость коэффициента донного давления тела вращения от числа Маха при _корм=1

Рис 4.13 Влияние сужения кормовой части на коэффициент донного давления

Коэффициент сопротивления донного среза при неработающем двигателе определяется для всех значений числа М_ по формуле :

, (4.11)

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

–коэффициент, учитывающий влияние удлинения и сужения кормовой части (рис. 4.13)

При М_ < 0.8 ,

–коэффициент трения плоской пластины, определяемый по числу .

При М>0.8 определяется по графикам рис. 4.12. Если, то= 0,,определяется при.Для крутых обводов кормовой части (в случае, когда угол наклона образующей кормовой части по длине,рис 4.14) ) расчет коэффициентапроводится по фиктивным параметрам,,(рис 4.14):

, ,,

В случае работающего двигателя, диаметр сопла которого , расчет производится аналогично выше сказанному, только площадь– рассчитывается как площадь кольца донного среза, образованного обводом кормовой части по окружности донного среза и диаметром сопла двигателя (рис 4.15). Если диаметр неизвестен, то условно его можно принять. Если сопло двигателя выходит за кормовую часть фюзеляжа, то при работающем двигателет.к.. При неработающем двигателе коэффициентрассчитывается по площади среза сопла.

Рис 4.15 Схема для определения S_дон (S_дон заштриховано)

Рис 4.14 Схема замены действительной кормовой части фиктивной (заштри–хованная область отбрасывается)

Расчет коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе k–^й мотогондолы аналогичен расчету коэффициента сопротивления фюзеляжа.

2. Расчет коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности (крыла, ГО, ПГО, ВО) при нулевой подъемной силе.

Коэффициент лобового сопротивления изолированной несущей поверхности при нулевой подъемной силе определяется по формуле:

(4.12)

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 трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Коэффициент профильного сопротивления:

(4.13)

где – коэффициент, учитывающий долю несущей поверхности, занятую мотогондолами. Если мотогондолы отсутствуют, то = 2. При наличии мотогондол, где– площадь несущей поверхности, занятая мотогондолами, – коэффициент, учитывающий влияние на профильное сопротивление толщины профиля ( рис 4.16), – относительная координата точки перехода л.п.с. в т.п.с.,– коэффициент, учитывающий влияние числа Маха (рис 4.2)

Рис 4.16

Коэффициент трения плоской пластины (верхняя и нижняя поверхность) определяется по графику (Рис 4.1) . Число Рейнольдса для рассматриваемой несущей поверхности,– средняя аэродинамическая хорда консольной части несущей поверхности (крыла, ГО, ПГО, ВО). Как и в случае расчета коэффициента сопротивления трения фюзеляжа, для несущей поверхности можно принять пограничный слой турбулентным. Некоторое завышение коэффициента сопротивления допускается, что определяет запас тяги двигателя.

Коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности определяется по соотношению

(4.14)

где – коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности с ромбовидным профилем. Зависимости на рис 4.17а,б,в позволяют определить коэффициент.

K – коэффициент, учитывающий влияние на волновое сопротивление ромбовидного профиля формы расчетного профиля в случае крыла бесконечного размаха – (таблица 4.2),

 – коэффициент, учитывающий влияние относительной толщины профиля, угла стреолвидности и удлинения рассматриваемого крыла (рис. 4.18а), где угол стреловидности линии, проходящей через максимальные толщины профилей по размаху консолей крыла.

Рис. 4.17а График для расчета волнового сопротивления крыльев с ромбовидным профилем

Рис. 4.17б График для расчета волнового сопротивления крыльев с ромбовидным профилем

Рис. 4.17в. График для расчета волнового сопротивления крыльев с ромбовидным профилем

Таблица 4.2

Форма профиля		xc b	a b
К	1
Форма профиля	дуга параболы или окружности		синусоида
К		2.5 … 4

Рис. 4.18а

В трансзвуковом потоке коэффициентопределяется по графикам (рис 4.18б)

Рис 4.18б

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 общей площадью в плане(рис. 2.10). Коэффициент волнового сопротивления рассчитывается по формуле

где – коэффициент волнового сопротивления n–го вспомогательного простого крыла,

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

Расчет коэффициента сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе с учетом интерференции с фюзеляжем выполняется по соотношению

(4.15)

где – коэффициент сопротивления изолированной несущей поверхности (4.12), – коэффициент сопротивления трения несущей поверхности (4.13) ,– площадь подфюзеляжной части несущей поверхности, – коэффициент, учитывающий интерференцию несущей поверхности с фюзеляжем, величина которого определяется схемой расположения несущей поверхности. В схеме «среднеплан» = 0.15 … 0.2. При расчете вертикального оперения коэффициентнужно уменьшить в 2 раза.

3. Расчет коэффициента сопротивления подвешиваемых грузов.

Расчет коэффициента сопротивления j – й наружной подвески (груза) c учетом интерференции определяется выражениями:

• при подвеске без пилонов

(4.16)

• при подвеске на пилонах

где и– коэффициенты сопротивления j – х подвесок и пилонов;

, ;

–площадь миделевого сечения подвешиваемого груза;

–площадь сечения пилона плоскостью нормальной его высоте;

–коэффициент интерференции между подвеской и корпусом самолета.

Расчет ианалогичен расчету коэффициен–та сопротивления при нулевой подъемной силе изолированного фюзеляжа (мотогондолы) и несущей поверхности.

Для подвесок типа ракет или топливных баков:

При = 1.1 … 1.3;

при = 2.0 … 3.0

при = 1.2 … 1.7

4. Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением

(4.18)

где А – коэффициент отвала поляры первого рода,

–коэффициент подъемной силы самолета.

В пределах линейной зависимости коэффициент, где– производная коэффициента подъемной силы по углу атаки (раздел 2).

Тогда , (4.19)

где при заданном значении произведение.

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

, где (4.20)

При закругленной передней кромке крыла возможно образование подсасывающей силы. В этом случае для дозвуковых скоростей отвал поляры рассчитывается по формуле

, (4.21)

где эффективное удлинение . Здесь– площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами ; – эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от формы крыла в плане и чисел Маха.

при (4.22)

где

при (4.23)

При сверхзвуковых скоростях в случае дозвуковой передней кромки крыла отвал поляры рассчитывается с учетом коэффициента подсасывающей силыи коэффициента ее реализации

где – коэффициент подъемной силы самолета на заданном угле атаки. На крыльях с заостренной передней кромкой подсасывающая сила практически не реализуется, в этом случае .

Рис. 4.19 График для расчета

Рис. 4.20 График для расчета коэффициента реализации подсасывающей силы

Коэффициент подсасывающей силы определяется по формуле: , тогда отвал поляры рассчитывается по соотношению

(4.24)

где – определяется по графикам зависимости (рис. 4.19) ,– удлинение консольной части крыла,(рис. 4.20)

Отсюда следует, что с учетом подсасывающей силы отвал поляры изменяется по углам атаки.

2. Построение поляры первого рода, зависимости для самолета приили

Коэффициент лобового сопротивления самолета

Коэффициент подъемной силы самолета

Углы атаки принимаются равными 0,2,4 и 6 для крыльев малого удлинения и 0,3,6 и 9 для крыльев большого удлинения. Результаты расчета заносятся в таблицу:

	0	2	4	6			0	3	6	9

Поляра первого рода строится в декартовой системе осей ко–ординат: значения С_ya расположены по оси ординат и значения С_xa по оси абсцисс для заданного числа Маха – M_. На поляре про–ставляются углы атаки. В качестве примера на рис. 5.1 приведены поляра для дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей для самолета, симметричного относительно плоскости X0Z.

Рис. 5.1

2. Расчет балансировочной поляры самолета

Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета m_z = 0.

Продольная балансировка осуществляется отклонением органов продольного управления самолетом: отклонением рулей высоты, стабилизатора или одновременно и того и другого.

Каждому значению угла атаки и коэффициенту подъемной силы самолета соответствует угол поворота органов продольного управления, при котором m_z = 0. Этот угол атаки называется балансировочным углом атаки самолета (a= a_бал, m_z = 0)

При нейтральном положении управляющей поверхности нормальная сила самолета приложена в центре давления самолета (ц.д.), который в общем случае не совпадает с центром масс. Если самолет симметричен относительно плоскости xz, то центр давления самолета совпадает с фокусом самолета (При малых углах атаки Y » Y_a где Y_a – подъемная сила самолета, Y – нормальная сила)

Подъемная сила несбалансированного самолета создает момент тангажа. При балансировке отклонением управляющей поверхности создается такая дополнительная подъемная сила на горизонтальном оперении DY_aго, которая создает уравновешивающий момент тангажа, балансирующий самолет.

(6.1)

отсюда

Где , со своими знаками, x_F, x_T, x_Fго , соответственно, координаты относительно передней кромки САХ крыла с подфюзеляжной частью фокуса cамолета, центра масс самолета, фокуса горизонтального оперения (ГО)

Подъемная сила сбалансированного самолета равна:

(6.2)

Коэффициент подъемной силы сбалансированного самолета:

_, (6.3) где

;;;;