- •Самара, 2011
- •Введение
- •1. Формирование расчетной схемы самолета
- •2. Определение критического числа маха
- •3. Расчет полетной докритической поляры
- •3.1. Уравнение докритической поляры
- •3.2. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления самолета по коэффициентам сопротивления отдельных частей
- •3.3. Метод аналогии с плоской пластиной
- •3.4. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления крыла, горизонтального и вертикального оперения
- •3.5. Определение коэффициента минимального лобового фюзеляжа и мотогондол
- •4. Расчет закритических поляр самолета
- •5. Построение характеристик подъемной силы
- •5.1. Немеханизированное крыло
- •Зависимость коэффициента k от сужения крыла
- •5.2. Построение взлетной и посадочной поляр
2. Определение критического числа маха
Критическим числом Маха называется число Маха набегающего потока, при котором впервые появляются скачки уплотнения.
Будем определять критическое число Маха для основных частей самолета:
-
Крыла М* кр;
-
Фюзеляжа М*ф;
-
Горизонтального и вертикального оперения М*го, М*во..
Критическое число Маха крыла будем определять из уравнения:
(2.1)
Здесь зависит от вида профиля профиля (), коэффициента подъемной силы и стреловидности крыла ,
. , (2.2)
где
Величина критического числа М* характеризует начало резкого возрастания сопротивления и соответствует условию.
Для определения критического числа Маха крыла на данном этапе курсовой работе необходимо принять .
Определение критического числа Маха горизонтального и вертикального оперения производятся также как для крыла, но при этом необходимо принять (соответствует симметричным профилям) и . Критическое число Маха фюзеляжа определяется по формуле:
при эллиптической форме носовой части
, (2.3)
при параболической форме носовой части
. (2.4)
3. Расчет полетной докритической поляры
3.1. Уравнение докритической поляры
Докритическая поляра самолета строится для расчетной высоты полета и расчетной скорости.
Для винтовых самолетов расчетная скорость на расчетной высоте указывается в задании.
Для скоростных самолетов с ТРД за расчетную скорость принимают скорость полета, соответствующую критическому числу Маха самолета, определенному в разделе 2,
(3.1)
где a(h) –скорость звука на расчетной высоте. У равнение докритической поляры самолета имеет вид:
, (3.2)
где A коэффициент отвала поляры, расчетный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление .
Коэффициент отвала поляры A определяется по формуле:
, (3.3)
где эффективное удлинение крыла
. (3.4)
Здесь Si площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами; эфк –эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от удлинения крыла , сужения крыла и стреловидности крыла по передней кромке 0.:
,
причем
, (3.5)
где - удлинение крыла.
Площадь крыла S включает подфюзеляжную часть. При ее определении следует продолжить переднюю и заднюю кромки крыла до пересечения с плоскостью симметрии самолета.
Исходный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление определяется характеристиками профиля и рассчитывается по формуле:
(3.6)
где 0 – угол нулевой подъемной силы профиля, выраженный в радианах. При отсутствии данных для профиля принимается = 0,1-0,15.
Формулу (3.2) можно преобразовать к виду,
(3.7)
Здесь сопротивление при , называется пассивным лобовым сопротивлением, -индуктивно-вихревое сопротивление, учитывающее влияние подъемной силы на лобовое сопротивление самолета,
, (3.8)
, (3.9)
(3.10)