|
|
Аэромеханика. Расчёт аэродинамических характеристик самолёта
 , (29)
где  - производная коэффициента подъемной силы самолетапо углу атаки;
 - угол атаки самолета при нулевой подъемной силе.
Если = 0, то самолет называется симметричным, если ≠ 0 - несимметричным.
Для дозвуковых самолетов в приближенных расчетах можно считать вклад подъемной силы фюзеляжа пренебрежимо малым и учитывать только интерференцию между крылом, фюзеляжем и горизонтальным оперением.
6.3. Расчет производной и угла нулевой
подъемной силы самолета
Расчет производной коэффициента подъемной силы самолета производится по формуле
 (30)
где 
 - безразмерные площади консолей крыла игоризонтального оперения (без части, занятой фюзеляжем);
S- площадь базового крыла;
 ,  - коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла (горизонтального оперения) с фюзеляжем (определяются ниже);
Кго- коэффициент торможения потока уоперения;
 - производная по углу атаки среднегоскоса потока в области горизонтального оперения (определяется ниже).
Величины  и  можно определить по формуле (28).
Угол атаки нулевой подъемной силы самолета с учетоминтерференции, углов установки крыла φкри стабилизатора φст относительно строительной оси фюзеляжа определяется по формуле
 (31)
где  , - коэффициенты, учитывающиеинтерференцию крыла (горизонтального оперения) и фюзеляжа при угле атаки α= 0;
- производная угла скоса в области оперения по углу установки крыла φкр
В расчетах  .
Влиянием крутки крыла пренебречь.
6.4. Определение коэффициентов интерференции
и производных и 
Коэффициенты интерференции (для самолета схемы «среднеплан») определяются по формуле
 (32)
где 
Здесь  - диаметр фюзеляжа в месте крепления крыла (горизонтального оперения);
 - размах крыла (горизонтального оперения);
 - сужение консольной части крыла (горизонтального оперения).
При расположении горизонтального оперения над фюзеляжем на высоте порядка Dф и более = 1.
Для определения коэффициентов  и  (для крыла и горизонтального оперения) используются формулы
 (33)
Производные и определяются из выражения
 (34)
где 
 
Здесь l0 - расстояние между свободными вихрями крыла;
 - коэффициент интерференции крыла;
 -коэффициент, учитывающий расстояние между крылом и оперением;
 - коэффициент, учитывающий влияние вертикальногооперения вихря, сбегающего с крыла.хго определяется по формуле
xго=1,6-0,25(1,179168613-1,492845903)=1,678414
Средняя аэродинамическая хорда крыла определяется по формуле
Средняя аэродинамическая хорда горизонтального оперенияопределяется по формуле
 (35)
Расстояние между плоскостью горизонтального оперения и плоскостью свободных вихрей определяется по формуле
где уго - расстояние между хордами крыла и горизонтального оперения;
Lго - расстояние от носка САХ крыла до носка САХ горизонтального оперения.
По результатам расчетов строится зависимость  в линейном диапазоне ее изменения, задаваясь диапазоном изменения угла атаки от до  .
7. Расчет индуктивного сопротивления и поляры самолета
7.1. Основные формулы для расчета коэффициента индуктивного сопротивления крыла и самолета
Коэффициент лобового сопротивления самолета Сx а сам обычно представляется в виде
 (36)
где Сx а о сам- коэффициент сопротивления самолета при Сy а сам=0;
Сx а i сам – коэффициент сопротивления самолета, зависящий от подъемной силы (коэффициент индуктивного сопротивления).
При докритических числах М коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется по формуле
 ;
 где  ; ;
 - эффективное удлинение;
Если известна величина коэффициентаАα, то, задаваясь величиной  , можно определить коэффициент индуктивного сопротивления.
Величина эффективного удлинения определяется по формуле
где λ - удлинение крыла с наплывами;
 - величина, определяемая по эмпирическим зависимостям или из графиков, полученных в результате обработки экспериментальных данных.
Порядок расчета коэффициента Аα :
1. Определяем величину :
а) для самолетов с нестреловидными крыльями большого удлинения (λ>5)
Рис.8.График для определения коэффициента
 ,
где  - суммарная площадь крыла, занятая фюзеляжем и гондолами двигателей;
S - площадь крыла с наплывами;
2. Определяем величину .
3. Вычисляем величину  .
7.2. Последовательность расчета и
построения поляры самолета
1. Задается диапазон углов атаки от до α = 10(Δα= 2).
2. По зависимости определяются соответствующие значения  и вычисляется 
3. Определяется значение коэффициента индуктивного сопротивления  для выбранного диапазона углов атаки и соответствующих им значений .
4. Вычисляются значения коэффициента лобового сопротивления при каждом значении коэффициента подъемной силы по формуле Сx а сам = Сx а о сам + Сx а i самСx а сам= 8,921244
5. По данным расчета строятся зависимость  и поляра самолета, т.е. зависимость . При построении поляры рекомендуется масштаб по оси  принять в 10 разкрупнее, чем по оси .
6. Рассчитывается и строится зависимость аэродинамического качества самолета от угла атаки, т.е.  :
 .
7. Производим разметку углов атаки на поляре для выбранного
диапазона углов α(Δα= 20).
Список использованной литературы
1. Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки.
Том 1.Общие технические требования. Аэродинамика. – Новосибирск, 1989.
2. Рипинский А.И., Ефремов С.Н. Аэромеханика. Методическое пособие. – Минск,
МГВАК, 2003.
3. Гарбузов В.М., Ермаков А.Л., Кубланов М.С., Ципенко В.Г. Аэромеханика. – Москва, «Транспорт», 2000.
4. Николаев Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов. – Москва, «Транспорт», 1990. |
|
|
Скачать 1.23 Mb.