- •Задание на курсовую работу Замечания руководителя
- •Введение
- •1 Расчет и построение поляры самолета при Mp меньше либо равно Mкр
- •Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла
- •1.2 Определение коэффициента лобового сопротивления оперения
- •1.3 Определение лобового сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей
- •1.4 Сводка вредных сопротивлений самолета
- •1.5 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета
- •1.6 Определение
- •Заключение
- •Список литературы
1.4 Сводка вредных сопротивлений самолета
В сводку вредных сопротивлений самолета, кроме сопротивления рассмотренных основных частей самолета, помещают значения (Схд Sд) отдельных деталей, являющихся источниками сопротивления. Для антенны примем . Для прижатых тормозных щитков Для отверстий и неровностей капота двигателя .
Сводка составляется в виде таблицы 1.
Минимальный коэффициент сопротивления самолета определяется по формуле (12):
(12)
Таблица 1
Наименование Деталей |
Число одинаковых деталей, шт. |
Мидель, или площадь , м2 |
Сх одной детали |
|
|
Крыло |
1 |
429,42 |
0,012 |
5,150 |
5,150 |
Вертикальное Оперение |
1 |
55,08 |
0,008 |
0,440 |
0,440 |
Горизонтальное оперение |
1 |
60,10 |
0,009 |
0,540 |
0,540 |
Фюзеляж |
1 |
40,80 |
0,060 |
2,440 |
2,440 |
Мотогондолы |
4 |
2,06 |
0,040 |
0,008 |
0,164 |
Антенна и т.д. |
1 |
– |
0,012 |
0,012 |
0,012 |
Тогда, подставив все полученные значения в формулу (12), получим .
1.5 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета
Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется по формуле (13):
(13)
где – поправка, учитывающая влияние формы крыла в плане, удлинения и сужения;
– подъемная сила, выступающая в качестве аргумента;
– эффективное удлинение крыла.
Эффективное удлинение крыла находится по формуле (14):
(14)
где – удлинение крыла, ;
– площадь миделя фюзеляжа, м2;
– площадь миделя мотогондолы, м2;
Кλ – величина, зависящая от угла стреловидности.
Величина Кλ зависит от угла стреловидности и определяется по графику [1,с.12]. Кλ = 0,85.
Поправка δ учитывает влияние формы крыла в плане, удлинение и сужение. Эта поправка определяется по графику [1, с.13] по сужению η данного крыла (в данном случае η = 3,5). Следовательно .
Тогда, , и в итоге по формуле (14) получим . Значит из формулы (13) выходит, что .
1.6 Определение
Предварительно определяется значение максимального коэффициента подъемной силы крыла (при ) по формуле (15):
, (15)
где Су max с – максимальный коэффициент подъемной силы профиля
Су max с = 1,4 ÷ 1,5;
Кη = 0,93 – коэффициент, зависящий от сужения крыла;
χ – угол стреловидности крыла.
Дополнительное вредное сопротивление ∆Сх вр при Су > 0 определяется по осредненному графику ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт) [1, с.14] , где определяется по формуле (16):
. (16)
2 Построение графика зависимости Су = f (α) и поляры самолета
Для разметки на поляре углов атаки необходимо построить кривую зависимость Су от α. Построение производим для малых полетных чисел М. Для больших чисел М построенной кривой пользоваться нельзя.
Величина Су для крыльев большого удлинения до значений Су < 0,8Су max может быть подсчитана по формуле (17):
Су = Сαу (α - αо), (17)
где αо - угол нулевой подъемной силы, который может быть выбран в пределах - 1 < αо < 0 (примем αо = - 0,5 );
Суα - коэффициента наклона кривой, имеющий размерность 1 / град.
Величину Суα можно определить по графику [1, с.17].
Линейную часть кривой (рисунок 2) строим по двум точкам. Верхняя часть кривой проводится по лекалу от 0,8Суmax до Суmax. Имея кривую Су = f (α), размечаем углы атаки на поляре.
Весь расчет для построения поляры самолета удобнее вести в таблице 2 (для ). Для расчет ведется аналогично.
Таблица 2
-
2
4
8
12
14
0,155
0,279
0,527
0,775
0,899
0,002
0,006
0,024
0,054
0,072
0
0
0
0,001
0,006
0,023
0,027
0,045
0,076
0,099
По данным таблицы 2 строим поляру (рисунок 2).
Рисунок 2 - Поляра самолета