2. Определение критического числа маха

Критическим числом Маха называется число Маха набегающего потока, при котором впервые появляются скачки уплотнения.

Будем определять критическое число Маха для основных частей самолета:

• Крыла М_{* кр};

• Фюзеляжа М_*ф;

• Горизонтального и вертикального оперения М_*го, М_*во..

Критическое число Маха крыла будем определять из уравнения:

(2.1)

Здесь зависит от вида профиля профиля (), коэффициента подъемной силы и стреловидности крыла ,

. , (2.2)

где

Величина критического числа М_* характеризует начало резкого возрастания сопротивления и соответствует условию.

Для определения критического числа Маха крыла на данном этапе курсовой работе необходимо принять .

Определение критического числа Маха горизонтального и вертикального оперения производятся также как для крыла, но при этом необходимо принять (соответствует симметричным профилям) и . Критическое число Маха фюзеляжа определяется по формуле:

при эллиптической форме носовой части

, (2.3)

при параболической форме носовой части

. (2.4)

3. Расчет полетной докритической поляры

3.1. Уравнение докритической поляры

Докритическая поляра самолета строится для расчетной высоты полета и расчетной скорости.

Для винтовых самолетов расчетная скорость на расчетной высоте указывается в задании.

Для скоростных самолетов с ТРД за расчетную скорость принимают скорость полета, соответствующую критическому числу Маха самолета, определенному в разделе 2,

(3.1)

где a(h) –скорость звука на расчетной высоте. У равнение докритической поляры самолета имеет вид:

, (3.2)

где A коэффициент отвала поляры, расчетный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление .

Коэффициент отвала поляры A определяется по формуле:

, (3.3)

где эффективное удлинение крыла

. (3.4)

Здесь S_i площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами; _эфк –эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от удлинения крыла , сужения крыла  и стреловидности крыла по передней кромке _0.:

,

причем

, (3.5)

где - удлинение крыла.

Площадь крыла S включает подфюзеляжную часть. При ее определении следует продолжить переднюю и заднюю кромки крыла до пересечения с плоскостью симметрии самолета.

Исходный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление определяется характеристиками профиля и рассчитывается по формуле:

(3.6)

где ₀ – угол нулевой подъемной силы профиля, выраженный в радианах. При отсутствии данных для профиля принимается = 0,1-0,15.

Формулу (3.2) можно преобразовать к виду,

(3.7)

Здесь сопротивление при , называется пассивным лобовым сопротивлением, -индуктивно-вихревое сопротивление, учитывающее влияние подъемной силы на лобовое сопротивление самолета,

, (3.8)

, (3.9)

(3.10)