1.2. Расчет Cxao ф фюзеляжа.

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе можно представить в виде

С_хaоф=C_xaрф+C_xовф+ C_xдон+ΔС_хaф, (14)

где C_xaрф – коэффициент профильного сопротивления;

C_xовф – коэффициент волнового сопротивления;

C_xдон – коэффициент донного сопротивления, определяемый по формуле C_xдон=(0,05+0,25М²) _дон, (15)

где _дон=S_дон/S_мф.

S_дон – площадь донного среза фюзеляжа;

ΔС_хaф – дополнительное сопротивление фюзеляжа (=0,012).

(16)

(17)

где k_ф – коэффициент формы;

β=(1-М²)^0,5=(1-0,82²)^0,5=0,57

λ_ф – удлинение фюзеляжа;

С_f – коэффициент сопротивления трения эквивалентной плоской пластины с длиной, равной длине фюзеляжа;

S_{см ф} – площадь смачиваемой поверхности фюзеляжа, определяемая по формуле

S_{см ф}=2,85_*L_ф*( S_мф)^0,5 (18)

Подставив в формулу (5) V=250 м/с; L_ф =67,1; v_н=3_*10^-5, получим = 559166667.

Подставив в формулу (4) М=0,82; Re= 559166667; = 0, получим С_f=

=0,002.

Подставив в формулу (17) λ_ф=10,8; β=0,57, получим k_ф= = 1,16.

Подставив в формулу (16) С_f=0,002; k_ф= 1,16; S_{см ф}=1042,2; S_мф=29,7 получим С_харф=

=0,066.

Волновое сопротивление фюзеляжа при нулевой подъемной силе определяется по приближенной формуле

(19)

(20)

Подставив в формулу (20) λ_ф=10,8, получим =0,97.

М_{кр ф}>М, следовательно, волновое сопротивление фюзеляжа можно не учитывать.

По формуле (20) С_хaоф=C_xaрф+C_xовф+ C_xдон+ΔС_хaф,=0,066+0,012=0,078.

1.3. Расчет Cxao мг мотогондол.

Сейчас рассчитаем коэффициент лобового сопротивления мотогондолы (С_{хао мг}).

(21)

где n_мг – количество мотогондол.

β=(1-М²)^0,5=(1-0,82²)^0,5=0,57

Подставив в формулу (17) λ_мг=1,9; β=0,57, получим k_ф= = 1,5.

Подставив в формулу (5) V=250 м/с; L_мг =4,9; v_н=3_*10^-5, получим = 40833333.

Подставив в формулу (4) М=0,82; Re= 40833333; = 0, получим С_f=

=0,002.

Подставив в формулу (16) С_f=0,002; k_ф= 1,68; S_{см мг}=32,1; S_{м мг}=5,3 получим С_{хар мг}=

=0,024.

Подставив в формулу (20) λ_мг=1,9, получим =0,65.

Подставив в формулу (19) М=0,82; М_{кр мг}=0,65, получим =0,25.

Следовательно, по формуле (21) С_{хaо мг}=4_*(C_{xaр мг}+C_{xов мг})=2_*(0,024+0,25)=0,55.

2. Расчет коэффициента лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе.

Коэффициент лобового сопротивления самолета С_хао при С_{уа сам}=0 определяется с учетом взаимного влияния (интерференции) отдельных его частей. При М<1 учитывают только интерференцию крыла и фюзеляжа. Коэффициент лобового сопротивления оперения, фюзеляжа и гондол двигателя можнр определить без учета интерференции.

(22)

где S' – расчетная площадь крыла с учетом наплывов;

К’=1,05 – 1,1 – поправка на неучтенное сопротивление;

ΔС_хао=0,003 – 0,004 – дополнительное сопротивление, вызванное нарушением гладкости поверхности (стыковочные узлы, заклепочные швы, люки, вмятины и т.д.);

К_го, К_во – коэффициенты торможения потока у горизонтального и вертикального оперений.

При определении С'_{xaо кр} поправка на интерференцию с фюзеляжем вводиться только к сопротивлению трения, т.к. поправка к волновому сопротивлению обычно пренебрежимо мала и не учитывается.

С'_{xaо кр}= С_{xaо кр}+К_{и кр*}С_хатр*S_пф/S, (23)

где S_пф – площадь подфюзеляжной части крыла (потоком не обтекается);

С_{xaо кр}, С_{ха тр} – определены ранее;

К_{и кр} – коэффициент интерференции крыла и фюзеляжа, зависящий от схемы расположения крыла. Для низкоплана с овальным сечением К_{и кр}=0,5.

Подставив в формулу (23) С_{xaо кр}=0,0057; К_{и кр}=0,5; С_хатр=0,0057; S_пф=78,5; S=489,4,

получим С'_{xaо кр}= 0,0057+0,5_*0,0057_*78,5/489,4=0,0062.

Подставив в формулу (22) К’=1,1; С'_{xaо кр}=0,0062; S^*=403,8; S'=511,0; С_{xaо го}=0,0055; S^*_го=109,6; С_{xaо во}=0,0053; S^*_во=80,4; С_{хао ф}=0,078; S_мф=29,7; С_{хaо мг}=0,55; S_{м мг}=5,3; ΔС_хао=0,004, получим =

=0,02.

3. Определение коэффициента подъемной силы

крыла и самолета.

(24)

где m*=1 – для четырехзначных профилей;

m*=0,6 – для пятизначных профилей;

m*=1,2 – для шестизначных профилей.

Подставив в формулу (24) m*=0,6; =8%, получим α_о=-0,6_*8=-4,8.

3.1. Определение производной крыла

(горизонтального оперения).

(25)

где (26)

=(1-0,82²)^0,5=0,57

Подставив в формулу (26) β=0,57; tgχ_пк=0,84; tgχ_зк=0,53; λ=7,4; η=3,6, получим Р=

=0,96

Подставив в формулу (25) λ=7,4; Р=0,96, получим =5,12.

Определим _го. Подставив в формулу (26) β=0,57; tgχ_пк=0,9; tgχ_зк=0,25; λ=3,7; η=3,8, получим =0,96.

Подставив в формулу (25) λ=3,7; Р=0,96, получим =4,2.

3.2. Определение коэффициента подъемной

силы самолета.

Коэффициент подъемной силы всего самолета определяется по формуле

(27)

где _сам – производная коэффициента подъемной силы самолета по углу атаки;

α_о – угол атаки самолета при нулевой подъемной силе.