4. Расчет коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества крыла

Коэффициент лобового сопротивления крыла вычисляется как сумма коэффициентов сопротивления: профильного , индуктивного , крутки и волнового .

Профильное сопротивление крыла определяется в общем случае как сумма сопротивлений трения и давления.

Вихревое индуктивное сопротивление крыла конечного размаха определяется сходом концевых вихрей на концах крыла и пропорционально квадрату коэффициента подъемной силы крыла.

Волновое сопротивление возникает только при относительно больших скоростях полета, когда полетное число Маха превышает критическое число Маха . В этом случае на поверхности крыла появляются области местных сверхзвуковых течений.

Сопротивление от крутки крыла возникает вследствие того, что у крыла с круткой распределение давления создает вихревое индуктивное сопротивление (даже при нулевой подъемной силе).

4.1. Расчет коэффициента профильного сопротивления крыла ведется с учетом влияния подъемной силы в следующей последовательности:

,

(  коэффициент подъемной силы, соответствующий ),

  для ,

,

где - учитывает изменения профильного сопротивления при , (формула для приведена для четырех и пятизначных профилей NACA).

При М = 0,2

При М = 0,85

4.2. Расчет индуктивного сопротивления крыла:

Для расчета используется формула

, (8)

где коэффициент учитывает влияние формы крыла.

При М = 0,2

При М = 0,85

4.3. Расчет коэффициента сопротивления от крутки крыла :

, (9)

где - угол крутки в градусах.

4.4. Расчет критического числа Маха .

Предварительно приближенным способом определяется коэффициент подъемной силы профиля для заданного угла атаки :

,

- коэффициент подъемной силы профиля.

Расчет ведется по следующей формуле:

.  (10)

Для обычных профилей:

- учитывает влияние на величину ;  

- определяет влияние толщины на критическое число Маха.

Влияние стреловидности на крыла (для всех профилей) учитывается по формуле:

,

где - угол стреловидности по линии ¼ хорд в градусах.

При М = 0,2

При М = 0,85

4.5. Расчет коэффициента волнового сопротивления  . Расчет коэффициента волнового сопротивления крыла осуществляется только тогда, когда . Приближенная формула для расчета получена на основании обработки экспериментальных данных

. (11)

При М = 0,85

4.6. Расчет коэффициента сопротивления крыла :

        при , (12)

при . (13)

При М = 0,2

При М = 0,85

4.7. Аэродинамическое качество крыла определяется по формуле:

. (14)

При М = 0,2

При М = 0,85

5. Сводная таблица результатов расчета

При М = 0,2

, град
	0	0,71	1,033	1,015	1,016
	0,0069	0,0087	0,0119	0,0117	0,0117
	0	0,0193	0,0408	0,0394	0,0395
	0,916	0,7417	0,5412	0,5548	0,5543
( = 0 при M <  )	0	0	0	0	0
	0,007492	0,02859	0,05329	0,05169	0,05179
	0	24,8338	19,3844	19,6362	19,6176

При М = 0,85

, град
	0	0,100	0,669	0,648	0,650
	0,0074	0,0068	0,0118	0,0114	0,0114
	0	0,0003	0,0171	0,0160	0,0161
	0,916	0,9116	0,7614	0,771	0,7701
( = 0 при M <  )	_	_	0,0288	0,0263	0,0266
	0,0079	0,0076	0,0582	0,0542	0,0546
	0	12,6582	11,4948	11,9597	11,9047

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Учебное пособие по выполнению курсовой работы по дисциплине «Аэрогидродинамика», кафедра АГД, КГТУ-КАИ им. А.Н.Туполева.

20