1. Подготовка исходных данных Расчёт и построение зависимостей c
 Скачать 441.06 Kb.
|
|
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
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
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
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
 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
 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. | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
