8.7. Аэродинамические характеристики самолета

Подъемная сила дозвукового самолета практически равна подъемной силе крыла

Y_{а сам}  Y_{а кр}, С_{уа сам}  С_{уа кр}.

При этом в несущую часть крыла включается и фиктивная (внутрифюзеляжная) часть площади крыла.

При сверхзвуковых скоростях необходимо учесть дополнительную подъемную силу, создаваемую фюзеляжем, оперением и образующуюся в результате взаимного влияния частей самолета

,

где k_ - коэффициент интерференции, учитывающий увеличение подъемной силы крыла и фюзеляжа при 0, =0 (рис. П.8.20);  - угол установки крыла; k_ - коэффициент, интерференции, учитывающий взаимное влияние фюзеляжа и крыла при =0 и 0; S_k –площадь несущей части крыла.

При расчете С_{уа ГО} необходимо учесть влияние угла скоса потока на угол атаки горизонтального оперения.

Сопротивление самолета слагается из сумм сопротивлений его элементов (крыла, фюзеляжа, оперения, гондол двигателей и т.п.)

Х_САМ = Х_кр + Х_ф +Х_Г.О. +Х_В.О. +Х_Г.Д +…

При С_у=0 коэффициент сопротивления самолета определяется выражением

,

здесь q_i / q_ - учет торможения потока впереди расположенными элементами конструкции самолета

,

где S_кр.Ф – площадь крыла занятая фюзеляжем; k_инТ. – коэффициент интерференции крыла с фюзеляжем; k_инТ. = 0,25-0,6 – низкоплан; k_инТ. = 0,85 – среднеплан; k_инТ. = 1 – высокоплан.

Коэффициент полного сопротивления самолета (С_у0)

С_х = С_хо + С_хi +  С_х,

где - коэффициент индуктивного сопротивления для звукового самолета,

здесь - эффективное удлинение крыла;

- для сверхзвуковых самолетов;

;

 С_х учитывает увеличение коэффициента сопротивления при увеличении угла атаки за счет интерференции и появления срыва потока (рис. П.8.21).

Аэродинамическое качество самолета:

, , ,

где .

ЗАДАЧИ

8.7.1. Самолет в горизонтальном полете Н=1000 м имеет скорость V_. Во сколько раз надо увеличить скорость при полете на Н=10000 м, если вес самолета и С_уа принять постоянным ?

8.7.2. Определить подъемную силу самолета при угле атаки 4^о на высоте 9000 м при скорости 760 км/ч; если известно, что при  =8^о, С_уа=0,8, S=170м², _о=0.

8.7.3. Определить С_уа^ и _о самолета, если известно, что при  =0 С_уа=0,25, а при  =4^о С_уа=0,65.

8.7.4. Найти С_хо самолета-среднеплана, если крыло имеет S=190 м², С_{хо.из.кр}=0,0086, С_хоГО=0,0098, С_хо.во=0,0094, С_хоф=0,076. Площадь горизонтального оперения S_ГО=37 м², вертикального – 22 м², S_мид=7,1 м², площадь крыла, занятая фюзеляжем, S_кр.ф=19 м². Прочие сопротивления С_х.дет S_{мид.дет}=0,062.

8.7.5. Изолированное крыло площадью S_кр =50м² имеет С_хо.кр=0,025, изолированный фюзеляж с площадью миделя 3м² имеет С_хоф=0,215. Определить С_хо комбинации крыло-фюзеляж (высокоплан), если площадь крыла в комбинации с учетом площади, занятой фюзеляжем S=60м².

8.7.6. По условиям задачи 8.7.5. найти силу лобового сопротивления комбинации крыло-фюзеляж, если полет происходит при М_ =0,85 на высоте 10000 м.

8.7.7. Изолированное прямоугольное в плане крыло самолета при дозвуковых скоростях имеет С_хi=0,0041 при С_уа=0,3. Определить С_хi в присутствии фюзеляжа и том же С_уа, если S_к.ф/ S_кр=0,15.

8.7.8. Околозвуковой самолет, спроектированный без применения правила площадей, имеет С_ха=0,032 и силу лобового сопротивления 4,510⁴ Н. Применением правила площадей удалось снизить коэффициент сопротивления на С_х=0,002. На сколько уменьшится потребная тяга двигателей этого самолета на прежнем режиме полета?

8.7.9. Определить коэффициент индуктивного сопротивления самолета, летящего на режиме максимального качества (наивыгоднейший режим полета), если известно значение С_хо?

8.7.10. Найти подъемную силу и лобовое сопротивление самолета «Конкорд» при полете на высоте 17000 м с числом М_ =2 на режиме К_mах, если С_хо=0,0108, С_уа^=2,56 1/рад. Площадь крыла 358 м².

8.7.11. У самолета, имеющего _эф=6,7 и удельную нагрузку на крыло 3500 Н/м², при подходе к земле на скорости 100 м/с выпущены шасси, что увеличило его С_хо вдвое. До выпуска шасси аэродинамическое качество было 16. Каким станет качество при той же скорости в момент выпуска шасси?

8.7.12. Определить изменение подъемной силы самолета, если при выполнении крейсерского полета ( =6^о, _о =0, V_=650 км/ч) на него подействовал: а) встречный порыв ветра V_в=20 м/с; б) вертикальный (вверх) порыв V_в=10 м/с.

8.7.13.* Самолет совершает горизонтальный установившийся полет со скоростью V_=500 км/ч на высоте 7000 м. Известно, что масса самолета 1,3710⁴ кг, S_кр=70 м², _эф=8, С_хо=0,02, С_уа^=4,7, профиль крыла симметричный. На сколько изменится аэродинамическое качество самолета и угол атаки при сохранении условий полета, если на промежуточном аэродроме высадили 10 пассажиров и 500 кг багажа? Как изменится скорость полета, если самолет будет продолжать полет на той же высоте и при прежнем угле атаки?

8.7.14. Как должен изменится угол атаки самолета, если его скорость увеличилась с V₁=300км/ч до V₂=400км/ч. Н=6000м. Масса самолета 7,53710⁴кг, S_кр=170м², С_уа^=5.

8.7.15.* Самолет совершает полет на высоте 11000м со скоростью V_=800км/ч. Масса самолета 42000кг, S_кр=115м², _о=0, _кр=3,8, С_хо=0,0142. При обледенении С_хо увеличилось на  С_хо=0,0025, а С_уа^ изменился с С_у1^=6,1 до С_у2^=5,6. На сколько следует увеличить угол атаки при V_=const или скорость при  = const, чтобы продолжить полет на прежней высоте? Каково при этом будет аэродинамическое качество? Как изменится высота полета, если сохранить  и V_? На сколько при обледенении изменится Y_a и Х_а?

8.7.16.* Определить коэффициент сопротивления сверхзвукового самолета, если:

С_{хо кр}=0,07; S_кр=250м².

S_конс=210м² – площадь несущей части крыла.

С_{хо во}=0,007; S_во=50м², К_во=0,9.

С_{хо ф}=0,2; S_мид-ф=9,25м².

С_{хо ГО}=0,004; S_ГО=37м², К_ГО=0,85.

С_{хо Гдв}=0,1; S_Гдв=2м², К_Гдв=1,0.

С_уа^=3,5, С_уа=0,4, С_{уа mах.кр}=1,2.