2 Расчет критического числа маха самолета
Критическое число Маха – есть такое число Маха набегающего потока, при котором где-либо на профиле (теле) возникает скачок уплотнения.
За расчетное критическое число Маха самолета принимается самое минимальное значение критического числа Маха отдельных агрегатов самолета (крыло, фюзеляж, оперение и др.).
2.1 Расчет критического числа Маха крыла и оперения
Критическое число Маха крыла будем определять из уравнения:
(2.1)
где
-
относительная толщина профиля;
-средняя
аэродинамическая хорда;
-толщина
профиля;
-зависит
от вида профиля
,коэффициента
подъёмной силы
,
и стреловидности крыла
,
(2.2)
где
Выбираем
=1.15
для крыла и
=1
для горизонтального и вертикального
оперения (соответствует симметричным
профилям). На данном этапе курсовой
работы принимаем
=0.6
для крыла и
=0
для вертикального и горизонтального
оперения.
Для крыла
=24.75; =0.6; =0.15
Подставляя различные числа Маха в уравнение (2.1) добиваемся того, чтобы относительная толщина профиля была равна заданной:
тогда критическое
число Маха для крыла
=0,7459.
Для вертикального оперения
=43.83, =0, =0,09
При
>1
формулой (2.1) пользоваться нельзя.
Тогда
.
Для горизонтального оперения
=29.99, =0, =0,09,
тогда для
горизонтального оперения
=0,9069.
2.2 Расчет критического числа Маха для фюзеляжа и мотогондолы
Критическое число Маха для фюзеляжа с параболической формой носовой части определяем по формуле
,
(2.3)
где
– удлинение носовой части фюзеляжа.
Удлинение носовой части фюзеляжа определим из соотношения
,
(2.4)
где
– длина носовой части фюзеляжа самолета,
м;
–диаметр миделя
фюзеляжа самолета, м.
.
Тогда
.
Расчет критического числа Маха мотогондолы ведется аналогично фюзеляжу с эллиптической формой носовой части, с заменой удлинения носовой части фюзеляжа на удлинение носовой части мотогондолы.
,
(2.3*)
где
– удлинение носовой
части мотогондолы.
,
(2.4*)
где
– длина носовой части мотогондолы
самолета м;
– эквивалентный
диаметр мотогондолы самолета, м.
.
Тогда
=0.8527.
2.3 Оценка числа Маха
За критическое
число Маха всего самолёта
принимается наименьшее из рассчитанных
критических чисел Маха отдельных частей.
Полученное таким образом значение
округляется
до ближайшего меньшего из ряда: 0,5; 0,55;
0,6; 0,65; 0,7; 0,75; 0,8.
Получили: =0.7459
=0.855
=0.9069
0.8455
0.8527
Наименьшим числом Маха является число Маха крыла. Принимаем критическое число Маха самолёта =0.7.