Расчет поляры дозвукового самолета

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа находится по формуле (8):

, (8)

где - коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа, отнесенный к площади его миделя S_м;

S_п / S_м - отношение поверхности фюзеляжа к площади его миделя;

C_f - коэффициент трения плоской пластинки (одной стороны);

з_с - коэффициент, учитывающий толщину фюзеляжа по сравнению с плоской пластинкой;

з_м - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха;

?С_хф - увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, вызванное наличием и носовой части фонаря пилотской кабины, ?С_хф = 0,005 0,01 (отнесено к миделю фюзеляжа).

Расчёт С_хф произведем в следующем порядке:

1) По V_p и Н_р подсчитаем число Рейнольдса фюзеляжа по формуле (9):

.(9)

Получим Re_ф1 = 303,3 10⁶, Re_ф2 = 485,2 10⁶.

2) Из графика [1, с.8] по Re_ф определим, .

3) Подсчитаем удлинение фюзеляжа по формуле (10):

, (10)

где - длина фюзеляжа, м;

d_э - диаметр круглого фюзеляжа, равновеликого по площади миделю данного фюзеляжа, м, который определяется по формуле (10.1):

d_э = (10.1)

где - площадь миделя фюзеляжа, м².

Отсюда получим л_ф .

4) Из графика [1, с.9] по л_ф найдём общая и ,

5) Подсчитываем поверхность фюзеляжа по формуле (11):

. (11)

Тогда получим .

6) принимаем равным 0,005.

Подсчитаем коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа по формуле (8) и получим , .

Коэффициент лобового сопротивления гондол двигателей примем равным .

1.4 Сводка вредных сопротивлений самолета

В сводку вредных сопротивлений самолета, кроме сопротивления рассмотренных основных частей самолета, помещают значения (С_хд S_д) отдельных деталей, являющихся источниками сопротивления. Для антенны примем . Для прижатых тормозных щитков Для отверстий и неровностей капота двигателя .

Сводка составляется в виде таблицы 1.

Минимальный коэффициент сопротивления самолета определяется по формуле (12):

(12)

Таблица 1

Тогда, подставив все полученные значения в формулу (12), получим .

1.5 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется по формуле (13):

где - поправка, учитывающая влияние формы крыла в плане, удлинения и сужения;

- подъемная сила, выступающая в качестве аргумента;

- эффективное удлинение крыла.

Эффективное удлинение крыла находится по формуле (14):

где - удлинение крыла, ;

- площадь миделя фюзеляжа, м²;

- площадь миделя мотогондолы, м²;

К_л - величина, зависящая от угла стреловидности.

Величина К_л зависит от угла стреловидности и определяется по графику [1,с.12]. К_л = 0,85.

Поправка д учитывает влияние формы крыла в плане, удлинение и сужение. Эта поправка определяется по графику [1, с.13] по сужению з данного крыла (в данном случае з = 3,5). Следовательно .

Тогда, , и в итоге по формуле (14) получим . Значит из формулы (13) выходит, что .

1.6 Определение

Предварительно определяется значение максимального коэффициента подъемной силы крыла (при ) по формуле (15):

, (15)

где С_{у max с} - максимальный коэффициент подъемной силы профиля

С_{у max с} = 1,4 ? 1,5;

К_з = 0,93 - коэффициент, зависящий от сужения крыла;

ч - угол стреловидности крыла.

Дополнительное вредное сопротивление ?С_{х вр} при С_у > 0 определяется по осредненному графику ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт) [1, с.14] , где определяется по формуле (16):

. (16)

2. Построение графика зависимости С_у = f (б) и поляры самолета

Для разметки на поляре углов атаки необходимо построить кривую зависимость С_у от б. Построение производим для малых полетных чисел М. Для больших чисел М построенной кривой пользоваться нельзя.

Величина С_у для крыльев большого удлинения до значений С_у < 0,8С_{у max} может быть подсчитана по формуле (17):

С_у = С^б_у (б - б_о),(17)

где б_о - угол нулевой подъемной силы, который может быть выбран в пределах - 1 < б_о < 0 (примем б_о = - 0,5);

С_у^б - коэффициента наклона кривой, имеющий размерность 1 / град.

Величину С_у^б можно определить по графику [1, с.17].

Линейную часть кривой (рисунок 2) строим по двум точкам. Верхняя часть кривой проводится по лекалу от 0,8С_уmax до С_уmax. Имея кривую С_у = f (б), размечаем углы атаки на поляре.

Весь расчет для построения поляры самолета удобнее вести в таблице 2 (для ). Для расчет ведется аналогично.

Таблица 2

По данным таблицы 2 строим поляру (рисунок 2).

Рисунок 2 - Поляра самолета

Заключение

Поляра позволяет определить характерные углы атаки крыла, а именно: угол атаки нулевой подъёмной силы, критический угол атаки, наивыгоднейший угол атаки, углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством.

В ходе работы были построены две поляры самолета ИЛ-86 для разных чисел Маха. Расчеты показали, что аэрогидродинамические коэффициенты С_х и С_у с увеличением числа М, т.е. с ростом скорости, изменяются. Это влияет на результаты вычислений, необходимые для построения поляр. По рисунку 2 видно, что при увеличении числа Маха значения на графике поляры самолета принимают иные значения, чем при меньших числах Маха, при одних и тех же углах подъемной силы.

Список литературы

1 Пентюхов В.И. Определение аэродинамических характеристик самолета, методические указания/ В.И. Пентюхов, А.М. Чашников. - Воронеж: гос. техн. ун-т, 2008. - 45с.

2 Аэрогидродинамика: Учеб. пособие/ В.И. Пентюхов, А.П. Будник, Е.В. Мищенко, А.М. Чашников. - Воронеж: гос. техн. ун-т, 2003. - 162 с.

3. Основы аэрогазодинамики: Учеб. пособие/ В.И. Пентюхов, А.П. Будник, Е.В. Мищенко, А.М. Чашников - Воронеж: гос. техн. ун-т, 2004. - 158 с.

Размещено на Allbest.ru