4.1.1.3. Расчетные диапазоны чисел Маха и углов атаки самолета

Аэродинамические характеристики заданной компоновки самолета рассчитываются при следующих числах Маха: 0,2; 0,3; 0,4; 0,5; 0,6; 0,7; 0,75; 0,8; 0,85; 0,9.

Определение критического числа Маха

Критическое число Маха самолета можно считать равным М_кркрыла в нормальной аэродинамической схеме. Так как аэродинамические коэффициенты фюзеляжа в трансзвуковом диапазоне чисел Маха изменяются более плавно, чем соответствующие коэффициенты крыла, то вполне допустимо пренебречь значениемМ_крфюзеляжа, меньшим по величине числаМ_кркрыла.

Критическое число Маха крыла зависит от формы и толщины профиля, формы крыла в плане и от подъемной силы крыла (т.е. угла атаки). В соответствии с этим М_крпредставляется в виде суммы:

М_кр = М_{кр проф} + ΔМ_кр + ΔМ_кр

М_{кр проф}– значениеМ_крдля профиля крыла;ΔМ_кр,ΔМ_кр– дополнительные члены, учитывающие влияние удлинения и стреловидности крыла на величинуМ_кр. ВеличинуМ_{кр.проф}при заданном значении коэффициента подъемной силы можно оценить по формуле

,

где – значение коэффициента подъемной силы крыла при данном угле атаки, М_кр , М_кр определяются по графикам [4] при =0. Считаем, что =0. Тогда получим:

;ΔМ_кр≈ 0;ΔМ_кр= 0,04

В итоге получим:

Мкр = 0,78 + 0 + 0,04 = 0,82.

Расчетный диапазон углов атаки

Характер изменения коэффициента подъемной силы самолета от изменения углов атаки определяет диапазон расчетных углов . В расчете принимаются углы атаки= 0; 3; 6; 9. Данный расчетный диапазон углов атаки соответствует линейной зависимости коэффициентов подъемной силыC_ya, моментов тангажаm_za,от угла атаки.

4.1.1.4. Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки

А. Определение коэффициента подъемной силы самолета

Производная коэффициента подъемной силы самолета определяется по соотношению:

(4.1)

Здесь производные коэффициентов подъемной силы соответственно изолированного фюзеляжа, изолированных консольных частей крыла, горизонтального оперения, изолированных мотогондол и других элементов конструкции самолета, при обтекании которых может возникать подъемная сила;

– коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем;

– коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого-либо элемента конструкции самолета;

– коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно.

В этой формуле коэффициентотнесен, согласно ГОСТу, к площади крыла с подфюзеляжной частью –S:

Коэффициенты изолированныхчастей,,отнесены соответственно, к характерной площади фюзеляжа (площадь сечения миделя –S_ф), площади консолей крыла –S_ккр, ГО –S_кго. Сложение аэродинамических коэффициентов разных частей самолета можно проводить в том случае, если они отнесены к одной площади. Поэтому в формуле (4.1) коэффициенты изолированных частей самолета умножаются, соответственно, на отношения:

,,

А.1. Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки

При малых углах атаки, на участке линейной зависимости, коэффициент подъемной силы фюзеляжа можно представить в виде:

Коэффициент нормальной силы фюзеляжа при безотрывном обтекании определяется:

Для малых углов атаки можно считать что , где можно принять.

Тогда и

Производная зависит от формы фюзеляжа и задается для эквивалентного тела вращения как:

, (4.2)

где – производнаяносовой части фюзеляжа с учетом интерференции с цилиндрической частью;

– производнаякормовой части фюзеляжа.

формула (4.2) используется для расчета при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях фюзеляжа любого удлинения.

В случае заостренной носовой части фюзеляжа коэффициент определяется по графикам, представленными в пособии [4].

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.1.

Таблица № 4.1

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0,41	0,40	0,38	0,36	0,33	0,30	0,27	0,25	0,22	0,18
	0,035	0,035	0,035	0,035	0,035	0,035	0,035	0,0355	0,0356	0,0358

Производная рассчитывается по формуле:

, (4.3)

где _корм– сужение кормовой части. Получим:

.

В итоге посчитаем по формуле (4.2), используя значения таблицы № 4.1. Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.2.

Таблица № 4.2

М	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	1,4	1,5	1,6	1,7	1,8
(1/град)	0,0301	0,0301	0,0301	0,0301	0,0301	0,0301	0,0301	0,0306	0,0307	0,0309

А.2.Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения)

Коэффициент крыла простой формы в плане определяется во всем расчетном диапазоне чисел Маха по графикам учебного пособия [4] в зависимости от параметров подобия,,или, где– удлинение консольной части крыла,– угол стреловидности по средней линии крыла,– средняя по размаху консольной части относительная толщина профиля крыла.

Коэффициент определяется аналогично крылу по графикам учебного пособия [4] где– удлинение консольной части ГО,– угол стреловидности по средней линии ГО,– средняя по размаху консольной части относительная толщина профиля ГО.

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.3.

Таблица № 4.3

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
Крыло: ,
	4,52	4,40	4,23	3,99	3,69	3,29	3,05	2,77	2,43	2,01
, 1/град	0,0678	0,0696	0,0729	0,0742	0,0761	0,0784	0,0807	0,0835	0,0885	0,0941
ГО: ,
	3,53	3,44	3,31	3,12	2,89	2,58	2,39	2,16	1,90	1,57
, 1/град	0,0595	0,0599	0,0610	0,0624	0,0642	0,0675	0,0696	0,0721	0,0750	0,0790

А.3. Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа

Взаимное влияние несущей поверхности с фюзеляжем определяется коэффициентом интерференции

(4.4)

где – дополнительная подъемная сила на несущей поверхности (крыло, ГО) от присутствия фюзеляжа,– дополнительная подъемная сила фюзеляжа от присутствия несущей поверхности,– подъемная сила консоли несущей поверхности. При этом фюзеляж принимается телом вращения, а форма несущей поверхности на виде сверху не учитывается.

Для аэродинамической компоновки «среднеплан» при дозвуковых и трансзвуковых скоростей коэффициенты как функция(– диаметр фюзеляжа,l– размах несущей поверхности) определяется по графикам [4].

Имеем для крыла:

;

;

Для ГО имеем:

, гдеd_фго– диаметр фюзеляжа в месте стыка ГО (d_фго≈ 1150 мм).

;

Для определения полной интерференции несущей поверхности и фюзеляжа необходимо оценить:

• коэффициент влияния формы несущей поверхности в плане ;

• коэффициент влияния пограничного слоя ;

• коэффициент, учитывающий влияние расстояния от носа фюзеляжа до середины бортовой хорды несущей поверхности .

В первом приближении произведение коэффициентов можно считать равным единице т.к. оно изменяет коэффициенты интерференции не более чем на 5 – 10 %. С учетом этого формула (4.4) станет:. Таким образом, подсчитаемК_ααдля крыла (К_ααкр) и для ГО (К_ααго).

А.4. Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для нормальной аэродинамической компоновки

Взаимное влияние двух несущих поверхностей, одна из которых расположена в следе за первой, (крыло – ГО для нормальной аэродинамической компоновки), определяется углом скоса потока , обусловленным свободными вихрями, формирующимися на концах впереди стоящей несущей поверхности и торможением потока в следе за ней.

Угол скоса потока за НП_Iизменяет угол атакиНП_II, расположенной в следе, до величины истинного угла атаки, где =–. В диапазоне малых углов атаки угол скоса потока можно представить в виде, где– производная осредненного по размаху НП_IIугла скоса потока по углу атаки. Коэффициент эффективности НП_IIопределяется по формуле:

.

Производную можно оценить, заменив комбинационное крыло-фюзеляж одним подковообразным вихрем, создающим в соответствии с теоремой Н.Е. Жуковского такую же подъемную силу, как и рассматриваемая комбинация. Не приводя довольно громоздких выкладок (их можно при необходимости найти в специальной литературе), запишем окончательную формулу [6]:

где:– производная по углу атаки среднего угла скоса потока около второй несущей поверхности (НП_II);

–консоли первой несущей поверхности (КНП I) () (см. таблицу 4.3, при этом перевести (1/град) в (1/рад));

– размах крыла, составленной из консолей (мм);

– удлинение консоли НП I ();

– расстояние между свободными вихрями вихревой системы, заменяющей НП I (рис. 4.5),. Имееммм.

– диаметр фюзеляжа в нормальном к оси фюзеляжа сечении, соответствующееНП I. Имееммм

– коэффициент интерференции НП I с фюзеляжем ();

,К_у– коэффициенты, учитывающие расстояние между НП I и НП II, определяемые по формулам:

при М < 1,;

где х– расстояние между задней кромкой САХ НП I и передней кромкой САХ НП II. Величинухопределим согласно рисунку 4.5:

мм.

,

где – расстояние по осиумежду НП I и НП II. Имееммм, тогда

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.4.

Таблица № 4.4

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
, 1/град	0,0678	0,0696	0,0729	0,0742	0,0761	0,0784	0,0807	0,0835	0,0885	0,0941
, 1/рад	3,8838	3,9895	4,1744	4,2537	4,3594	4,4915	4,6236	4,7821	5,0727	5,3898
Кх	1,368	1,353	1,331	1,302	1,265	1,219	1,192	1,162	1,129	1,091
1/рад	0,662	0,673	0,693	0,691	0,688	0,683	0,687	0,693	0,714	0,733
ηго, 1/рад	0,338	0,327	0,307	0,309	0,312	0,317	0,313	0,307	0,286	0,267

Очевидно, что для крыла η_кр = 1(так как нет несущих поверхностей перед крылом).

А.5. Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей

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 учебного пособия [4]. 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.

Так как мы имеем дозвуковые скорости полета, то можем принять, что

Коэффициенты торможения потока в области второй несущей поверхности:

,

где ,

где определяется по графикам учебного пособия [4];

, где– при сверхзвуковых скоростях часть площади НП II, на которую оказывает влияние впереди стоящая НП I. Для дозвуковых скоростей= 1.

Для нормальной аэродинамической компоновки .

Результаты расчетов сведем в таблицу № 4.5.

Таблица № 4.5

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	1
	0,99	0,99	0,99	0,99	0,987	0,985	0,983	0,982	0,98	0,978
KTII = KTго	0,985	0,985	0,985	0,985	0,981	0,978	0,975	0,973	0,970	0,967

А.6. Расчет коэффициента подъемной силы самолета

Рассчитав все коэффициенты, входящие в формулу 4.1, определим . Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.6.

Таблица № 4.6

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
(1/град)	0,0847	0,0866	0,0899	0,0916	0,0939	0,0968	0,0995	0,1027	0,1081	0,1140

Б. Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета

Момент тангажа самолета создается крылом, горизонтальным оперением, фюзеляжем и всеми несущими надстройками и подвесками, если они имеются.

Коэффициент момента тангажа самолета:

,

где – момент аэродинамических сил самолета относительно осиz,S – площадь крыла с подфюзеляжной частью,– скоростной напор невозмущенного потока.

При малых углах атаки можно принять зависимость коэффициента m_zот углов атаки (m_z = f()) линейной. Тогда, где– угол атаки самолета;– производная коэффициента момента тангажа по углу атаки.

При малых углах атакинормальная сила практически не отличается от подъемной силы, поэтому в формуле (3.1) производныеможно заменить на производныедля самолета и всех его частей.

(4.5)

где – соответственно расстояния от фокуса изолированных консолей крыла, ГО, фюзеляжа,i-й подвески или мотогондолы до осиZ (см. рис. 4.6), которые можно определить по чертежу эквивалентной компоновки с учетом его масштаба или рассчитать эти размеры по данным геометрии эквивалентной схемы самолета. ОсьZсогласно ГОСТу проходит через центр масс самолета в сторону правого крыла самолета. Если положение центра масс неизвестно, то осьZобычно проводят через переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью. Знакиопределяются согласно ГОСТу. В случае, когда подъемная сила поверхности, приложенная в ее фокусе, создает относительгно осиZкабрирующий момент, то знак плеча ”+”, если пикирующий – то ”–”.

Положения фокуса изолированных консолей крыла и гоопределяется по графикам учебного пособия [4], где, для консоли крыла,для консоли ГО. Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.7.

Таблица № 4.7

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
Крыло: ,
	4,52	4,40	4,23	3,99	3,69	3,29	3,05	2,77	2,43	2,01

Продолжение таблицы №4.7

	0,244	0,244	0,244	0,244	0,246	0,247	0,249	0,25	0,25	0,247
, мм	399	399	399	399	402	404	407	409	409	404
ГО: ,
	3,53	3,44	3,31	3,12	2,89	2,58	2,39	2,16	1,90	1,57
	0,236	0,239	0,239	0,241	0,241	0,24	0,239	0,236	0,23	0,225
, мм	213	216	216	217	217	216	216	213	207	203

Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:

,

где коэффициент рассчитывается относительно оси, проходящей через нос фюзеляжа;– производные коэффициента подъемной силы по углу атаки, соответственно, фюзеляжа, его носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части;– расстояние от фокуса носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части до осиZ’.

Фокус кормовой части можно принять на середине ее длины – 0,5L_корм .

Координата фокуса кормовой части

мм.

Координата фокуса носовой части определяется по формуле:

,

где ,– длина и объем носовой части фюзеляжа (мм³);

учитывает смещение фокуса под влиянием числа Маха и определяется по графику учебного пособия [4] в зависимости от параметрови.

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.8.

Таблица № 4.8

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0,41	0,40	0,38	0,36	0,33	0,30	0,27	0,25	0,22	0,18
	198	201	204	208	213	219	226	231	238	249

Продолжение таблицы №4.8

	1708	1710	1714	1718	1723	1729	1736	1741	1748	1759
	499	502	506	510	517	523	532	557	569	589

отсчитываем от носа фюзеляжа.

Для определения положения фокусов частей самолета относительно носка САХ крыла необходимо нанести их на чертеже эквивалентной компоновки (рис 4.6) и снять координаты . Результаты сведем в таблицу № 4.9.

Таблица № 4.9

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	-5308	-5305	-5301	-5297	-5290	-5284	-5275	-5250	-5238	-5218
	562	562	562	562	565	567	570	572	572	567
	3899	3902	3902	3903	3903	3902	3902	3899	3893	3889

Далее по формуле (4.5) рассчитывается коэффициент , учитывая направление моментов относительно осиZ. Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.10.

Таблица № 4.10

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	-0,0280	-0,0283	-0,0289	-0,0298	-0,0311	-0,0329	-0,0341	-0,0353	-0,0365	-0,0379

Далее рассчитывается положение фокуса самолета при малых углах атаки по соотношению:

.

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.11.

Таблица № 4.11

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0,331	0,327	0,321	0,325	0,331	0,340	0,343	0,344	0,338	0,332
	584	578	567	574	585	600	605	607	597	586

В. Определение коэффициента лобового сопротивления самолета

Коэффициент лобового сопротивления компоновки самолета, симметричного относительно плоскости X0Z() при углах атакидля самолета с крылом умеренного и большого удлинения, определяется как сумма коэффициентов лобового сопротивления при нулевой подъемной силе –и индуктивного сопротивления –:

(4.6)

Коэффициент рассчитывается по формуле:

(4.7)

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

– коэффициенты лобового сопротивления мотогондол, подвешиваемых грузов и надстроек с учетом интерференции;

– коэффициент, учитывающий дополнительное сопротивление, обусловленное технологическими неровностями поверхности (стыковочные узлы, люки, царапины) ,= 0,003 …0,004 (примем= 0,0035);

К– поправочный коэффициент, уточняющий формулу (4.7) на неучтенные факторы,К=1,05…1,1 (примемК= 1,1);

– коэффициент индуктивного сопротивления самолета,

(4.8)

где А– коэффициент отвала поляры;

– производная коэффициента подъемной силы самолета по углу атакиα.

В.1. 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:

(4.9)

где – коэффициент лобового сопротивления трения,

– коэффициент лобового сопротивления давления.

Коэффициент лобового сопротивления трения определяется по формуле:

(4.10)

где – коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке для полностью турбулентного пограничного слоя, определяется по графикам учебного пособия [4];

– относительная точка перехода ламинарного течения в турбулентное. Считаем;

– число Рейнольдса, рассчитанное по длине фюзеляжа;

– коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости, определяется по графикам учебного пособия [4];

– коэффициент формы, учитывающий отличие фюзеляжа от плоской пластины, определяется по графикам учебного пособия [4].;

– площадь омываемой поверхности фюзеляжа (боковой, без площади поверхности донного среза),мм²;

– кинематический коэффициент вязкости, определяемый по таблице стандартной атмосферы в зависимости от высоты полета,м²/с.

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.12

Таблица № 4.12

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0,00556	0,00521	0,005	0,00483	0,00471	0,00458	0,00453	0,0045	0,00445	0,00442
	0,985	0,979	0,971	0,965	0,957	0,948	0,943	0,937	0,933	0,927
	0,0750	0,0698	0,0664	0,0638	0,0617	0,0594	0,0585	0,0577	0,0568	0,0561

Коэффициент сопротивления давления определяется по формуле:

(4.11)

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

Коэффициент сопротивления заостренной носовой части определяется по графикам учебного пособия [4] для конической и оживальной (в частности параболической) носовых частей. Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.13.

Коэффициент сопротивления кормовой части фюзеляжа форма обводов кормовой части) определяется по графику учебного пособия [4]. Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.13.

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

,

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

При дозвуковых скоростях:

,

– коэффициент, учитывающий влияние удлинения и сужения кормовой части;

– коэффициент трения плоской пластины, определяемый по числу(см. таблицу № 4.12).

В данном случае принимаем двигатель работающим. Тогда в случае работающего двигателя, диаметр сопла которого , расчет производится аналогично выше сказанному, только площадь– площадь кольца донного среза, образованного обводом кормовой части по окружности донного среза и диаметром сопла двигателя. Если диаметрнеизвестен, то условно его можно принять. Имеем

760 мм, тогда

мм².

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.13.

Далее по формуле (4.11) находим . И далее по формуле (4.9) находим. Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.13.

Таблица № 4.13

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0,001	0,001	0,001	0,001	0,001	0,0039	0,0064	0,01	0,0157	0,0237
	0,06	0,06	0,06	0,06	0,06	0,0617	0,0649	0,0703	0,0772	0,0853
	-0,3832	-0,3959	-0,4041	-0,4111	-0,4163	-0,4222	-0,4245	-0,4260	-0,4283	-0,4298
	0,01190	0,01229	0,01255	0,01277	0,01293	0,01311	0,01318	0,01323	0,01330	0,01335
	0,0729	0,0733	0,0735	0,0738	0,0739	0,0787	0,0845	0,0935	0,1062	0,1223
	0,1479	0,1431	0,1400	0,1376	0,1356	0,1381	0,1430	0,1512	0,1630	0,1784

В.2. 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:

(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. Так как мотогондолы отсутствуют, то= 2;

– коэффициент, учитывающий влияние на профильное сопротивление толщины профиля, определяется по графикам учебного пособия [4];

– коэффициент, учитывающий влияние числа Маха, определяется по графикам учебного пособия [4], см. также табл. 4.12;

Коэффициент трения плоской пластины (верхняя и нижняя поверхность) определяется по графику учебного пособия [4]. Число Рейнольдса для рассматриваемой несущей поверхности, где– средняя аэродинамическая хорда консольной части несущей поверхности (крыла, ГО, ВО). Как и в случае расчета коэффициента сопротивления трения фюзеляжа, для несущей поверхности можно принять пограничный слой турбулентным, отсюда. Некоторое завышение коэффициента сопротивления допускается, что определяет запас тяги двигателя.

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.14.

Таблица № 4.14

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0,985	0,979	0,971	0,965	0,957	0,948	0,943	0,937	0,933	0,927
Крыло: ,bAккр = 1634 мм = 1,634 м
	0,00382	0,00354	0,00336	0,00323	0,00313	0,00306	0,00302	0,00300	0,00298	0,00296
	0,0089	0,0082	0,0077	0,0074	0,0071	0,0069	0,0068	0,0067	0,0066	0,0065
Продолжение таблицы № 4.14
ГО: ,bAкГО = 902 мм = 0,902 м
	0,00429	0,00394	0,00376	0,00359	0,00347	0,00338	0,00334	0,00330	0,00327	0,00324
	0,0100	0,0092	0,0087	0,0082	0,0079	0,0076	0,0075	0,0073	0,0072	0,0071
ВО: ,bAкВО = 1408 мм =1,408 м
	0,00392	0,00364	0,00345	0,00331	0,00322	0,00313	0,00309	0,00306	0,00303	0,00301
	0,0089	0,0082	0,0077	0,0074	0,0071	0,0069	0,0067	0,0066	0,0065	0,0064

Коэффициент волнового сопротивлениянесущей поверхности определяется по соотношению

где – коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности с ромбовидным профилем. Зависимости, представленные на графиках учебного пособия [4] позволяют определить коэффициент.

K– коэффициент, учитывающий влияние на волновое сопротивление формы профиля крыла бесконечного размаха;

 – коэффициент, учитывающий влияние на волновое сопротивление формы профиля крыла конечного размаха.

На малых дозвуковых скоростях (M_∞ < М_кр), очевидно, что коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности не учитывается, и отсюда считаем, что.

В трансзвуковом потоке (М_кр < M_∞ < 1,2) коэффициентС_{ха вл}может быть определено по графикам учебного пособия [4] (в нашем случае здесь берем скорости, соответствующие числам МахаМ= 0,85; 0,9).

Результаты вычислений С_{ха вл}сведем в таблицу № 4.15.

Далее по формуле (4.12) находим . Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.15.

Таблица № 4.15

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0								0,0183	0,0362
	0								0,0152	0,0295
	0								0,0065	0,0147
	0,0089	0,0082	0,0077	0,0074	0,0071	0,0069	0,0068	0,0067	0,0249	0,0427
	0,0100	0,0092	0,0087	0,0082	0,0079	0,0076	0,0075	0,0073	0,0224	0,0367
	0,0089	0,0082	0,0077	0,0074	0,0071	0,0069	0,0067	0,0066	0,0130	0,0212

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

где – коэффициент сопротивления изолированной несущей поверхности (4.12);

– коэффициент сопротивления трения несущей поверхности (4.13);

– площадь подфюзеляжной части несущей поверхности. Имеем,,.

– 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. Берем значение= 0,2.

Для фюзеляжа считаем = (см. табл. 4.13). Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.16.

Таблица № 4.16

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0,0093	0,0085	0,0080	0,0077	0,0074	0,0072	0,0070	0,0069	0,0252	0,0429
	0,0102	0,0093	0,0088	0,0084	0,0080	0,0077	0,0076	0,0075	0,0225	0,0368
	0,0090	0,0083	0,0078	0,0074	0,0072	0,0069	0,0068	0,0067	0,0131	0,0212
	0,1479	0,1431	0,1400	0,1376	0,1356	0,1381	0,1430	0,1512	0,1630	0,1784

Используя результаты вычислений таблицы № 4.16, определим коэффициент по формуле (4.7) (). Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.17.

Таблица № 4.17

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
	0,0322	0,0306	0,0297	0,0289	0,0283	0,0283	0,0287	0,0295	0,0507	0,0720

В.3. Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Дальнейший расчет ведем для двух дозвуковых чисел Маха – М = 0,5; 0,8.

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением

(4.14)

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

, (4.15)

где при заданном значении произведение.

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

, где

В нашем случае передняя кромка крыла закругленная, при этом возможно образование подсасывающей силы. В этом случае для дозвуковых скоростей отвал поляры рассчитывается по формуле:

,

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:

причем

Результаты вычислений сведем в таблицу № 4.18.

Таблица № 4.18

λ= 5;χпк= 25°;η= 2,8;;Мкр= 0,82
М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
δ1	0,0316
δ2	0	0	0	0	0	0	0	0	0,0728	0,1888
	4,8459	4,8459	4,8459	4,8459	4,8459	4,8459	4,8459	4,8459	4,5172	4,0763
λэф	4,0576	4,0576	4,0576	4,0576	4,0576	4,0576	4,0576	4,0576	3,7824	3,4132
А	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0842	0,0933

Подсчитав коэффициент отвала поляры А, далее по формуле 4.15 можем определитьпри разных углах атакиα.

В итоге при проведении данного расчета определили на начальном этапе зависимости ,,А (М). Данные расчета занесем в таблицу № 4.19.

Таблица № 4.19

М	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9
(1/град)	0,0847	0,0866	0,0899	0,0916	0,0939	0,0968	0,0995	0,1027	0,1081	0,1140
	0,0322	0,0306	0,0297	0,0289	0,0283	0,0283	0,0287	0,0295	0,0507	0,0720
А	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0784	0,0842	0,0933

Графики зависимостей ,,А (М)приведены на рис. 4.7 – 4.9.

В общем можем построить поляру первого рода (зависимость ) для самолета при.

Коэффициент лобового сопротивления самолета

Коэффициент подъемной силы самолета можно определить как

Углы атаки принимаем равными 0, 3, 6и 9. Поляру пока построим для чисел Маха: 0,75; 0,8; 0,85; 0,9. Результаты расчета занесем в таблицу № 4.20 и таблицу № 4.21.

Таблица № 4.20

М	0,75				0,8
α	0°	3°	6°	9°	0°	3°	6°	9°
	0,0287				0,0295
	0,0000	0,0070	0,0279	0,0629	0,0000	0,0074	0,0298	0,0670
	0,0287	0,0357	0,0566	0,0915	0,0295	0,0370	0,0593	0,0965
	0,0000	0,2984	0,5968	0,8951	0,0000	0,3080	0,6161	0,9241

Таблица № 4.21

М	0,85				0,9
α	0°	3°	6°	9°	0°	3°	6°	9°
	0,0507				0,072
	0,0000	0,0088	0,0354	0,0796	0,0000	0,0109	0,0437	0,0982
	0,0507	0,0595	0,0860	0,1302	0,0720	0,0829	0,1156	0,1702
	0,0000	0,3242	0,6483	0,9725	0,0000	0,3421	0,6842	1,0263

Поляра первого родапредставлена на рис. 4.10.

Рис. 4.7. Зависимость

Рис. 4.8. Зависимость

Рис. 4.9. Зависимость А (М)

Рис. 4.10. Поляра первого рода

В итоге следует отметить, что проведенный расчет осуществлялся для эквивалентной компоновки самолета, который представлялся симметричным относительно плоскости XOZ. В дальнейшем нужно осуществить расчет самолета, учитывающий несимметричность самолета относительно плоскостиXOZ, а именно: расположение крыла и ГО относительно фюзеляжа, аэродинамическую и геометрическую крутку крыла, отсюда вытекающее изменение коэффициента интерференции между фюзеляжем и несущей поверхностью, изменение коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении органов управления и т.п. Также необходимо определить характеристики самолета во взлетной и посадочной конфигурациях. Все эти расчеты на начальном этапе проектирования занимают много времени и они в общем применяются, когда известна в полной мере геометрия самолета. Также для этих целей широко применяются различные программные приложения и продувки моделей самолета в аэродинамических трубах.

Данный же расчет осуществлен с целью приближенно показать какими будут значения аэродинамических характеристик в полетной конфигурации, которые необходимы при расчете ЛТХ самолета.