Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета

Расчет коэффициента сопротивления подвешиваемых грузов.

Расчет коэффициента сопротивления j – й наружной подвески (груза) c учетом интерференции определяется выражениями:

- при подвеске без пилонов

(4.16)

- при подвеске на пилонах

где и – коэффициенты сопротивления j – х подвесок и пилонов;

, ;

– площадь миделевого сечения подвешиваемого груза;

– площадь сечения пилона плоскостью нормальной его высоте;

– коэффициент интерференции между подвеской и корпусом самолета.

Расчет и аналогичен расчету коэффициен – та сопротивления при нулевой подъемной силе изолированного фюзеляжа (мотогондолы) и несущей поверхности.

Для подвесок типа ракет или топливных баков:

При = 1.1 … 1.3;

при = 2.0 … 3.0

при = 1.2 … 1.7

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением

(4.18)

где А – коэффициент отвала поляры первого рода,

– коэффициент подъемной силы самолета.

В пределах линейной зависимости коэффициент , где – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки (раздел 2).

Тогда , (4.19)

где при заданном значении произведение .

Отвал поляры при отсутствии подсасывающей силы для всех чисел Маха определяется:

, где (4.20)

При закругленной передней кромке крыла возможно образование подсасывающей силы. В этом случае для дозвуковых скоростей отвал поляры рассчитывается по формуле

, (4.21)

где эффективное удлинение . Здесь – площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами; – эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от формы крыла в плане и чисел Маха.

при (4.22)

где

при (4.23)

При сверхзвуковых скоростях в случае дозвуковой передней кромки крыла отвал поляры рассчитывается с учетом коэффициента подсасывающей силы и коэффициента ее реализации x

где – коэффициент подъемной силы самолета на заданном угле атаки. На крыльях с заостренной передней кромкой подсасывающая сила практически не реализуется, в этом случае .

Рис. 4.19 График для расчета

Рис. 4.20 График для расчета коэффициента реализации подсасывающей силы

Коэффициент подсасывающей силы определяется по формуле: , тогда отвал поляры рассчитывается по соотношению

(4.24)

где – определяется по графикам зависимости (рис. 4.19), – удлинение консольной части крыла, (рис. 4.20)

Отсюда следует, что с учетом подсасывающей силы отвал поляры изменяется по углам атаки.

5. Построение поляры первого рода, зависимости для самолета при или

Коэффициент лобового сопротивления самолета

Коэффициент подъемной силы самолета

Углы атаки принимаются равными 0°,2°,4° и 6° для крыльев малого удлинения и 0°,3°,6° и 9° для крыльев большого удлинения. Результаты расчета заносятся в таблицу:

Поляра первого рода строится в декартовой системе осей ко – ординат: значения С_ya расположены по оси ординат и значения С_xa по оси абсцисс для заданного числа Маха – M _¥. На поляре про – ставляются углы атаки. В качестве примера на рис. 5.1 приведены поляра для дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей для самолета, симметричного относительно плоскости X0Z.

Рис. 5.1

Дата добавления: 2015-07-13