1. Подготовка исходных данных Расчёт и построение зависимостей c
![]()
|
2. Расчёт и построение зависимостей cya(α) для различных режимов полёта 2.1 Расчёт и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы Мкр(суа) Эта зависимость задаётся формулой: ![]() ![]() Рисунок 2 — Зависимость критического числа Маха от режима полёта 2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости суа(α) Эта зависимость строится для полёта на нулевой высоте при отсутствии экранного эффекта с убранными средствами механизации крыла на минимальной скорости полёта, которая находится по следующей формуле: ![]() Ей соответствует число Маха: ![]() Удлинение крыла данного самолёта достаточно велико (λ>4), и поэтому для нахождения теоретического наибольшего значения коэффициента подъёмной силы можно применить формулу: ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Определяем три точки для построения графика суа(α): ![]() ![]() ![]() И строим по этим трём точкам график зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, аппроксимируя её параболой в области больших углов атаки (рисунок 3 и рисунок 4, кривая 1). ![]() Рисунок 3 — Вспомогательная зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки. 2.3 Расчёт и построение взлётных кривых суа(α) 1) Во взлётном режиме закрылки выпущены под углом: ![]() Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков ![]() ![]() То есть на взлёте этот угол равняется: ![]() Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле: ![]() где ![]() ![]() ![]() Зная данную величину, а также относительную площадь крыла, обдуваемую винтом, ![]() ![]() Теперь можно вычислить максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли: ![]() Исходя из найденных значений ![]() ![]() 2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы: ![]() А максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно: ![]() Находим фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние земли: ![]() Тогда производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки с учётом экранного эффекта равна: ![]() Используя найденные значения ![]() 2.4 Расчёт и построение посадочных кривых суа(α) 1) Во время посадки закрылки выпущены под углом: ![]() Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков ![]() ![]() То есть на посадке этот угол равняется: ![]() Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле: ![]() На посадке винт не влияет на подъёмную силу крыла. Тогда максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли равно: ![]() Исходя из найденных значений ![]() ![]() ![]() А максимальное значение коэффициента подъёмной силы в посадочной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно: ![]() Используя найденные значения ![]() 2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей cya(α) Высота полёта расчётная Н=2500 м, скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с . Скорость полёта расчётная V=101,4 м/с , при этом число Маха равно: Мрасч=V/аН=0,31. Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. При этом для различных чисел Маха зависимость cya(α) задаётся формулой: ![]() Сводим в таблицу 2 параметры этой зависимости для нескольких чисел Маха. Таблица 2.
И по этим данным строим крейсерские зависимости cya(α) (рисунок 5). 3. Расчёт и построение поляр самолёта 3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры 1) При построении данной поляры принимают, что закрылки убраны, высота полёта нулевая, экранный эффект отсутствует, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2) Для нахождения профильного сопротивления фюзеляжа, сначала вычислим его число Рейносльдса: ![]() Поскольку воздушный винт находится спереди, то весь фюзеляж обдувается турбулентным потоком, т.е. ![]() ![]() Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так: ![]() ![]() ![]() Профильное сопротивления фюзеляжа как тела вращения определяют по формуле: ![]() Далее учитываются конструктивные особенности фюзеляжа путём определения приращения коэффициента профильного сопротивления:а) из-за сужения кормовой части: ![]() б) из-за её скошенности: ![]() в) под влиянием фонаря кабины: ![]() г) от установленного в носовой части ПД воздушного охлаждения: ![]() Итак, коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа равен: ![]() Вычислив его для М=Мmin и Н=0, получаем: ![]() 3) Для расчёта профильного сопротивления крыла найдём сначала его число Рейнольдса: ![]() Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так: ![]() ![]() Коэффициент профильного сопротивления крыла находится так: ![]() и равен ![]() 4) Для расчёта профильного сопротивления стабилизатора найдём сначала его число Рейнольдса: ![]() Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так: ![]() ![]() Коэффициент профильного сопротивления стабилизатора находится так: ![]() и равен ![]() 5) Для расчёта профильного сопротивления киля найдём сначала его число Рейнольдса: ![]() Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так: ![]() ![]() Коэффициент профильного сопротивления киля находится так: ![]() и равен ![]() 6) Рассматриваемый самолёт является среднепланом. Коэффициент интерференции для крыла и фюзеляжа среднеплана равен ![]() ![]() для М=Мmin и Н=0 7) Стабилизатор установлен вверху кормовой части фюзеляжа, а значит, коэффициент их интерференции равен ![]() ![]() для М=Мmin и Н=0 .8) Учтя вклад всех местных источников сопротивления: антенны, выхлопных патрубков, стыков между листами обшивки, щелей между крылом (оперением) и управляющими поверхностями - получаем следующее приращение к коэффициенту сопротивления, не зависящее от М, Н, и α: ![]() 9) Вспомогательная поляра строится при отсутствии тяги двигателя. При этом коэффициенты торможения потока для крыла, стабилизатора и киля равны: ![]() Итак, коэффициент профильного сопротивления равен: ![]() Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен: ![]() 11) Рассчитаем теперь индуктивное сопротивление самолёта, для чего найдём коэффициент отвала поляры: ![]() ![]() ![]() ![]() При М=Мmin: ![]() Коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы следующим образом: ![]() 12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражением: ![]() Итак, теперь можно найти коэффициент лобового сопротивления: ![]() Шасси данного самолёта является неубирающимся, поэтому его воздушное сопротивление (по статистике ![]() ![]() ![]() ![]() По данным этой таблицы строятся график вспомогательной зависимости ![]() ![]() Таблица 3.1.
![]() Рисунок 3.1 — построение вспомогательной поляры |