Учебное пособие 1985
.pdfТаблица 1 Значения коэффициента интерференции
Коэффициент профильного сопротивления оперения определяется аналогично коэффициенту профильного сопротивления крыла.
Но для сокращения работы его можно выбрать из статистики в пределах:
Сха опер = 0,008 ÷ 0,012 .
В площадь оперения входит площадь горизонтального оперения (включая подфюзеляжную часть) и площадь вертикального оперения (киль и руль поворота).
2.4.2.Определение лобового сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей
Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа определяется по формуле
Cфха Cf c м Sпов Cфха ,
Sмид
20
где Cфха - коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа, отнесенный к площади его миделя;
Sпов - площадь поверхности фюзеляжа, м2;
Sмид - площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2;
Cf - коэффициент трения плоской пластинки;
c - коэффициент, учитывающий толщину фюзеляжа,
по сравнению с плоской пластинкой;
м - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха;
Cфха - увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, вызванное наличием в носовой части фонаря пилотской кабины, этот коэффициент принимается равным
Cфха 0,005 0,01,
(отнесено к миделю фюзеляжа).
Расчет коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа
Cфха производится в следующем порядке: |
|
|||
1) |
по |
расчетной скорости |
V расч , расчетной |
высоте |
H расч |
и |
длине фюзеляжа |
Lф подсчитывается |
число |
Рейнольдса фюзеляжа:
Lф
Reф V расч н ,
где Lф - длина фюзеляжа, определяемая по чертежу общего вида самолета, м;
21
н = кинематический коэффициент вязкости воздуха на
высоте Н по сведениям из стандартной атмосферы, м2/с.
2) из графика, рис. 7, по числу Рейнольдса фюзеляжа
Reф , определяется коэффициент трения плоской пластинки
Cf ;
Рис. 7. График для определения коэффициента трения пластины
3) подсчитывается удлинение фюзеляжа:
Lф
ф dэ.ф ,
22
где |
dэ.ф |
4 |
Sмид |
- эквивалентный диаметр |
|
|
|||||
|
|
|
|
фюзеляжа (диаметр круглого фюзеляжа, равновеликого по площади миделю данного фюзеляжа), м;
4) подсчитывается удлинение носовой части фюзеляжа:
н.ф Lн.ф , dэ.ф
где Lн.ф - длина носовой части фюзеляжа, определяемая по чертежу общего вида самолета, м;
5) из графика, рис. 8, находится коэффициент c ;
Рис. 8. График для учета габаритов фюзеляжа
6) из графика, рис. 9, находится коэффициент м ;
23
Рис. 9. График для учета эффекта сжимаемости воздуха
2.4.3. Сводка прочих вредных сопротивлений самолета
Аналогичным образом можно рассчитать и прочие сопротивления. Но их вклад в общее сопротивление самолета невелик, поэтому их можно принять на основе статистики
(табл. 2).
Таблица 2 Статистические данные о коэффициентах сопротивления
Антенна
Тормозные щитки в убранном состоянии
Отверстия и неровности капота двигателя
24
Сводку сопротивлений самолета желательно представить в табличном виде (табл. 3).
Таблица 3
Сводка сопротивлений самолета
По |
этой |
таблице определяется |
минимальный |
||
коэффициент суммы сопротивления самолета: |
|
|
|||
|
Cx0 |
(1.03 1.05) |
nCдетxa |
Sдет |
, |
|
S |
|
|||
|
|
|
|
|
где коэффициент (1,03 ÷1,05) учитывает увеличение сопротивления из-за мелких его источников, подсчет которых затруднен.
25
2.4.4. Определение индуктивного сопротивления самолета
При расчете коэффициента индуктивного сопротивления крыла используют не геометрическое, а эффективное удлинение. На малых дозвуковых скоростях, при числе Маха меньше критического числа Маха индуктивное сопротивление
крыла Cxai рассчитывается по формуле
|
|
|
1 |
2 |
|
||
Cxai |
|
|
Cya |
, |
|||
|
|||||||
или по формуле |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
||
Cxai |
|
|
1 |
|
C2ya , |
||
|
|
|
|
||||
|
эфф |
|
где эфф - эффективное удлинение крыла;
- поправка учитывающая влияние формы крыла в плане, удлинения и сужения. Эта поправка определяется по
графику, рис. 10, по сужению η и удлинению данного
крыла.
Эффективное удлинение крыла эфф вычисляется по формуле
эфф |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
. |
|
|
|
|
|
14 |
|
20 |
8 |
|
||||||
|
|
|
|
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 0,002 |
|
3.1 |
|
|
|
|
2 |
|
3 |
|||||
cos 0.25 |
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В данной курсовой работе геометрическое удлинение крыла λрекомендуется определять по формуле:
l
2
S ,
26
Где l- размах крыла, м;
S - площадь крыла, м2.
Размах крыла задан в качестве одного из исходных данных задания, а площадь крыла можно определить из схемы самолета (схема также задана в исходных данных).
Рис. 10. График для расчета поправки на удлинение крыла
27
Сужение крыла η определяется по формуле:
b0 , bk
где b0 - корневая хорда крыла, м;
bk - концевая хорда крыла, м.
Следует помнить, что замена эфф на при расчёте
аэродинамических характеристик крыла может привести к большим погрешностям.
Например, для крыла с сужением = 4 и 0.25 =35° (наиболее распространенные геометрические характеристики современного пассажирского самолёта) при геометрическом
удлинении = 8 эффективное удлинение эфф = 7, а при
= 10 значение эффективного удлинения составит эфф =8,5.
Поэтому использование в расчетах вместо эфф
приведет к погрешности в определении величины индуктивного сопротивления соответственно на 12,5% и 15%.
Для очень маленьких удлинений крыла ( <=4 ) эта погрешность несущественна, и расчет можно производить по значению геометрического удлинения.
2.4.5. Определение СХ вр
Предварительно определяется значение максимального коэффициентаподъёмной силы крыла(при λ>3)
Су max кр Су max с К 1 cos2 ,
28
где Суmax с |
- |
максимальный коэффициент подъёмной |
силы профиля |
(у |
современных профилей с относительной |
толщиной C =12÷ 16 %, Су max с =1,4÷1,5);
К - коэффициент, зависящий от сужения крыла:
значения его даны в табл. 4;
- угол стреловидности крыла.
Таблица4
Влияние сужения крыла на его подъемную силу
η |
1 |
2 |
3 |
4 |
К |
1,00 |
0,95 |
0,93 |
0,92 |
Рис.11. Дополнительноевредноесопротивление
29