Подставляем в таблицу все полученные значения и получаем Сα уа

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

Формула справедлива для малых углов атаки.

– коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем (п. 2.3);

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

– коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения.

– соответственно расстояния от фокуса консольных частей крыла, го, изолированного фюзеляжа до оси Z

Положения фокуса консольных частей крыла и го определяются по графикам рис. 3.2–3.5.,где , для консоли крыла , для консоли го .

Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:

,

Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения:

;

.

Подставляем в таблицу все полученные значения и получаем x_Fα

М	0,7	2
x'ккр	2040	2775
x'кго	7309	7687
x'ф	6383	5005
mzα	-0,0833	-0,0937
x_Fα	0,8667	0,9619
xFα	3742,39	4153,66

4. Определение коэффициента лобового сопротивления самолета

Коэффициент лобового сопротивления компоновки самолета с фюзеляжем, симметричным относительно плоскости X0Z ( ) при углах атаки для самолета с крылом малого удлинения, определяется как сумма коэффициентов лобового сопротивления при нулевой подъемной силе – и индуктивного сопротивления :

. (4.1)

Коэффициент рассчитывается по формуле:

(4.2)

– 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 ;

– коэффициент торможения потока в районе вертикального оперения. При , при можно принять равным (рис. 2.20а);

К – поправочный коэффициент, уточняющий формулу (4.2) на неучтенные факторы, К =1.05 …1.1.

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета рассчитывается по формуле: (4.3)

где А – коэффициент отвала поляры,

– коэффициент подъемной силы самолета.

1. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа самолета при нулевой подъемной силе отличается от соответствующего коэффициента изолированного фюзеляжа коэффициентом донного давления 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: (4.4)

где – коэффициент лобового сопротивления трения,

– коэффициент лобового сопротивления давления.

Коэффициент лобового сопротивления трения определяется по формуле: (4.5)

где – коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке для полностью турбулентного

пограничного слоя (рис 4.1), – число Рейнольдса, рассчитанное по длине фюзеляжа ,

– коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости (рис 4.2),

– коэффициент формы, учитывающий отличие фюзеляжа от плоской пластины (рис 4.3), – площадь омываемой поверхности фюзеляжа (боковой, без площади поверхности донного среза),

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

M	Сха0фтр	2Сf	ημ	ηλ	Fф	Re
0,7	0,1001	0,0065	0,95	1,1	167006261,6	45427038,2
2	0,0666	0,0052	0,79	1,1	167006261,6	129791537,8

Коэффициент сопротивления давления определяется по формуле:

где – соответственно коэффициенты сопротивления давления носовой и кормовой частей, донного сопротивления, отнесенные к площади миделевого сечения .

Коэффициент сопротивления давления заостренной носовой части определяется по графикам рис. 4.4 а.

Фюзеляж с воздухозаборником двигателя, рассчитанным на дозвуковые и малые сверхзвуковые скорости, представляет собой простой диффузор без центрального конуса.

В общем случае, коэффициент сопротивления носовой части фюзеляжа, выполненной в виде тела вращения с центральным воздухозаборником, представляется в виде:

(4.9)

где площадь входного сечения воздухозаборника, – площадь миделевого сечения фюзеляжа, – коэффициент лобового сопротивления носовой части с протоком при = 1 (рис 4.8 а,б) , – коэффициент расхода воздуха, – коэффициент добавочного сопротивления воздухозаборника, возникающий при < 1, (рис. 4.10), – коэффициент подсасывающей силы воздухозаборника, которая теоретически полностью реализуется при определенном закруглении кромок воздухозаборника и криволинейных обводов носовой части фюзеляжа.

Современные воздухозаборники проектируются таким образом, что при всех расчетных режимах работы двигателя = 1 (рис. 4.7). Тогда соотношение (4.9) принимает вид: