Главная страница
Навигация по странице:

  • 3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

  • БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

  • 1. Подготовка исходных данных Расчёт и построение зависимостей c


    Скачать 441.06 Kb.
    Название1. Подготовка исходных данных Расчёт и построение зависимостей c
    Дата22.09.2022
    Размер441.06 Kb.
    Формат файлаdocx
    Имя файлаkazedu_160699.docx
    ТипРеферат
    #691250
    страница3 из 3
    1   2   3

    3.2 Расчёт и построение взлётных поляр
    1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 20О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 — 8) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлётном режиме.9) Для учёта вклада обдувки самолёта винтом в лобовое сопротивление найдём коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:

    При этом коэффициенты торможения потока для крыла, киля и стабилизатора равны:



    Коэффициент дополнительного сопротивления из-за обдува части крыла винтом определяется по формуле:



    для М=Мmin и Н=0 .10)
    Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:

    Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:

    11) Без учёта экрана земли коэффициент отвала поляры рассчитывается по тем же формулам и имеет то же численное значение, что и при расчёте вспомогательной поляры (раздел 3.1, пункт 11): . С учётом экранного эффекта коэффициент отвала поляры ищется по формулам:






    Итак, коэффициент индуктивного сопротивления без учёта и с учётом экранного эффекта ищется по формулам:

    12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):



    13) Выпущенные на 20О при взлёте закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:

    где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):



    Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.1. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 7).
    Таблица 3.2.1



    -9,67

    -6

    -3

    0

    3

    6

    8

    10

    12

    14

    15,07



    0

    0,285

    0,518

    0,750

    0,983

    1,218

    1,371

    0,991

    1,515

    1,662

    1,669



    0

    0,000

    0,000

    0,001

    0,002

    0,005

    0,007

    0,005

    0,012

    0,027

    0,039



    0

    0,005

    0,018

    0,038

    0,065

    0,100

    0,127

    0,067

    0,155

    0,187

    0,188



    0,111

    0,116

    0,129

    0,150

    0,179

    0,215

    0,245

    0,112

    0,278

    0,325

    0,339


    Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.2. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 8).
    Таблица 3.2.2



    -9,67

    -8

    -6

    -4

    -2

    0

    2

    4

    6

    8

    9,62



    0

    0,155

    0,340

    0,525

    0,711

    0,896

    1,081

    1,267

    1,433

    1,530

    1,491



    0

    0,000

    0,000

    0,000

    0,001

    0,002

    0,004

    0,007

    0,013

    0,021

    0,039



    0

    0,001

    0,004

    0,008

    0,015

    0,024

    0,036

    0,049

    0,063

    0,071

    0,074



    0,111

    0,112

    0,115

    0,120

    0,128

    0,138

    0,151

    0,167

    0,187

    0,204

    0,224


    3.3 Расчёт и построение посадочных поляр
    1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 40О, высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 — 10) При посадке двигатель работает на очень слабом или холостом ходу, и поэтому вкладом обдувки от воздушного винта в сопротивление можно пренебречь. Поэтому все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 10 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и в посадочном режиме. В итоге:

    11) Индуктивное сопротивление и с учётом, и без учёта экранного эффекта задается одними и теми же формулами в посадочном и во взлётном (раздел 3.2, пункт 11) режимах.

    12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):



    13) Выпущенные на 40О при посадке закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:


    где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков. Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):



    Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.1. По данным этой таблицы строятся посадочные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 9).
    Таблица 3.3.1



    -14,8

    -11

    -8

    -5

    -3

    -1

    1

    4

    7

    9

    12,45



    0

    0,295

    0,528

    0,761

    0,916

    1,071

    1,226

    1,459

    1,677

    1,774

    1,839



    0

    0,000

    0,000

    0,001

    0,001

    0,002

    0,003

    0,006

    0,012

    0,017

    0,040



    0

    0,006

    0,019

    0,039

    0,057

    0,077

    0,102

    0,144

    0,190

    0,213

    0,228



    0,180

    0,186

    0,199

    0,220

    0,238

    0,260

    0,285

    0,330

    0,382

    0,410

    0,448


    Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).
    Таблица 3.3.2



    -14,8

    -12

    -10

    -8

    -6

    -4

    -2

    0

    2

    4

    6,44



    0

    0,260

    0,445

    0,630

    0,816

    1,001

    1,186

    1,372

    1,547

    1,662

    1,712



    0

    0,000

    0,000

    0,001

    0,001

    0,002

    0,004

    0,007

    0,011

    0,018

    0,040



    0

    0,002

    0,006

    0,012

    0,020

    0,031

    0,043

    0,057

    0,073

    0,084

    0,089



    0,180

    0,182

    0,186

    0,193

    0,202

    0,213

    0,227

    0,244

    0,264

    0,283

    0,309




    Рисунок 4 — Вспомогательные, взлётные и посадочные зависимости суа(α) и поляры самолёта.
    3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр
    1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна νН=1,79*10-5м2/с . Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 — 8, 11, 12) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесь вычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса, входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с . 9,10) В крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:


    Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и суа сводим в таблицу:
    Таблица 3.4

    М

    0,0

    0,3

    0,4

    0,5

    0,6

    схо

    0,025

    0.028

    0.027

    0.027

    0.027

    суа

    схi

    сха

    схi

    сха

    схi

    сха

    схi

    сха

    схi

    сха

    0,0

    0

    0,037

    0

    0,042

    0

    0,041

    0

    0,041

    0

    0,041

    0,1

    0,001

    0.038

    0,001

    0.043

    0,001

    0.042

    0,001

    0.042

    0,001

    0.042

    0,2

    0,003

    0,040

    0,003

    0,045

    0,003

    0,044

    0,003

    0,044

    0,003

    0,044

    0,3

    0,006

    0.043

    0,006

    0.048

    0,006

    0.047

    0,006

    0.047

    0,006

    0.047

    0,4

    0.011

    0.048

    0.011

    0.053

    0.011

    0.052

    0.011

    0.052

    0.011

    0.052

    0,5

    0.017

    0.054

    0.017

    0.059

    0.017

    0.058

    0.017

    0.058

    0.017

    0.058

    0,6

    0.024

    0.062

    0.024

    0.067

    0.024

    0.066

    0.024

    0.066

    0.024

    0.066

    0,7

    0.033

    0.072

    0.033

    0.077

    0.033

    0.076

    0.033

    0.076

    0.033

    0.076

    0,8

    0.043

    0.083

    0.043

    0.088

    0.043

    0.087

    0.043

    0.087

    0.043

    0.087

    0,9

    0.054

    0,095

    0.055

    0,100

    0.055

    0,099

    0.055

    0,099

    0.055

    0,099

    1,0

    0.067

    0.110

    0.068

    0.115

    0.068

    0.114

    0.068

    0.114

    0.068

    0.114

    1,1

    0.081

    0.126

    0.082

    0.131

    0.082

    0.130

    0.082

    0.130

    0.082

    0.130

    1,2

    0.096

    0.146

    0.097

    0.151

    0.097

    0.150

    0.097

    0.150

    0.097

    0.150

    1,315

    0.116

    0.187

    0.117

    0.192

    0.117

    0.191

    0.117

    0.191

    0.117

    0.191




    Рисунок 5 — Крейсерские поляры и зависимости суа (α).
    БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
    1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта. - М.: Оборонгиз, 1957.

    2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристики самолётов: Учебное пособие. - Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.

    3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1976.
    1   2   3


    написать администратору сайта