Расчет поляр транспортного самолета

          Коэффициент зависит от режима  течения в пограничном слое, характеризуемого, с одной стороны, координатой   , а с другой стороны – числом . С увеличением , т.е. с увеличением длины ламинарного участка пограничного слоя, коэффициент убывает, а с увеличением числа - вначале убывает до зоны автомодельности, а затем остается  постоянным. Цифра 2 перед коэффициентом означает, что за характерную площадь крыльевого элемента  (крыло, горизонтальное и вертикальное оперение) принимают площадь в плане, хотя в обтекании потоком и создании аэродинамических сил (в данном случае – это сопротивление трения)  принимает участие вся поверхность, т.е. обе стороны плоской поверхности. Аналогично  для элементов, близких по форме к телам вращения (фюзеляж, гондолы двигателей и шасси) за характерную площадь  принимают  половину «смоченной» поверхности:                                                   . 

    Величину  определяют  в зависимости от и по графику (рис.17, [1]).

    Число Рейнольдса  определяют по формуле

    

,

где характерный линейный размер рассматриваемого элемента, измеренный вдоль потока (например, для крыльевых элементов – это хорда; для тел вращения – фюзеляж, гондола - длина);

    коэффициент  кинематической  вязкости воздуха на высоте .

    Минимальную  скорость полета рассчитывают по формуле

    

,                                                              

где полетный вес самолета, кГ;

    плотность воздуха на нулевой  высоте, кГ/м³;

    максимальная величина , рассчитанная выше;

          

    

.

    2. Коэффициент учитывает режим течения в пограничном слое  (координата ), а также то, что рассматриваемый элемент  самолета отличается  от плоской  пластины  и имеет телесную  форму, т.е.  учитывает сопротивление давления, имеющееся у элементов самолета в отличие от плоской пластины, расположенной вдоль потока.

    Коэффициент определяют по графикам в зависимости от относительной толщины и координаты  для крыльевых элементов (рис.18а, [1]), и от удлинения для элементов типа тел вращения (рис.18б, [1]).

        3. Коэффициент учитывает влияние сжимаемости воздуха на коэффициент сопротивления. Он зависит от числа М, относительной толщины (для крыльевых элементов) или удлинения носовой части (для тел вращения) и относительной координаты точки перехода ЛПС в ТПС . Для крыльевых элементов величину определяют по рис.19а ([1]), а для тел вращения – по рис.19б ([1]).

        4.  Коэффициент  учитывает взаимное  влияние частей самолета при обтекании воздушным потоком мест их сочленения. Его рассчитывают по формуле:

    

,

где коэффициент, зависящий от взаимного расположения крыла и фюзеляжа, формы  поперечного сечения  фюзеляжа (для данного самолета – низкоплана с фюзеляжем круглого сечения – 0,25) (стр.40, [1]);

    относительная площадь, занятая  фюзеляжем (табл.1).

          Фонари пилотских  кабин создают добавочное профильное сопротивление, которое зависит от типа  самолета и формы фонарей. Коэффициент сопротивления , создаваемого фонарями  кабины пилотов, отнесенный  к площади миделевого сечения фюзеляжа , составляет (для данного самолета) .

                                                                                                                                              Таблица 4

Расчетная Величина	Хорда крыльевых  элементов			Длина тел  вращения		Прочие детали
	Крыло	Горизонтальное  оперение	Вертикальное  оперение	Фюзеляж	Гондола двигателя	Фонарь кабины пилотов
Линейный  размер, м	3,15	2,12	4,24	20,67	7,42	-
	8,879·106	5,967·106	1,193·107	5,818·107	2,088·107	-
	0,1875	0	0	0	0	-
	0,0055	0,00632	0,006	0,00475	0,0055	-
	0,10	0,08	0,08	4,73	4,67	-
	1,27	1,2	1,2	1,2	1,21	-
	1	1	1	1	1	-
	0,9625	1	1	1	1	-
	0,0067	0,0076	0,0072	0,0057	0,0067	0,012
	100	38,16	15,9	112,91	14,75	15
	1	1	1	1	2	1
	0,6723	0,2894	0,1145	0,6436	0,2944	0,18
	0,0228

 

    Определяем  коэффициент профильного («вредного») сопротивления самолета:

    

.

    При увеличении угла атаки диффузорный  эффект  в местах сочленения крыла  и фюзеляжа усугубляется, отрывные зоны расширяются, в результате  чего  сопротивление интерференции возрастает. Приращение коэффициента  профильного сопротивления , вызванное этим влиянием, определяют как функцию безразмерной величины по формуле

    

.

          Коэффициент вихревого  индуктивного  сопротивления  самолета определяют по формуле

    

,

где поправка, учитывающая форму крыла в плане (удлинение, сужение). Поправку определяют по графику – (рис.20, [1]).

          Множитель учитывает увеличение индуктивного сопротивления за счет  проявления сжимаемости воздуха. Влияние сжимаемости воздуха на величину , а следовательно, и на величину практически проявляется, начиная примерно со скорости, соответствующей .

          При расчете  вспомогательной  поляры скорость полета  невелика,  , поэтому волновое сопротивление  отсутствует, т.е. . Уравнение вспомогательной поляры для рассматриваемого  случая имеет вид:

    

.

    Значения  , , определяем по вспомогательной кривой  .

    Результаты  расчета  вспомогательной поляры записываем в табл. 5.

    Таблица 5

, град	(-1,80)	1	3	5	7	9	13	15	(18,80)
	0	0,2176	0,373	0,5285	0,6839	0,8393	1,1502	1,3056	1,4483
	0	0,1503	0,2576	0,3649	0,4722	0,5795	0,7942	0,9015	1
	0	0	0	0	0	0,0004	0,0061	0,0164	0,0354
	0	0,0474	0,1392	0,2793	0,4677	0,7045	1,3229	1,7046	2,0976
	0	0,0022	0,0063	0,0127	0,0213	0,0321	0,0604	0,0778	0,0957
	0,0228	0,025	0,0292	0,0356	0,0442	0,0553	0,0893	0,117	0,1539

 

    По  полученным  значениям  , строим  вспомогательную поляру (рис.6)  и производим на ней разметку  углов атаки. Поляру строим  в системе координат, совмещенной с координатными осями    кривой.  

    3.2. Расчет и построение  взлетных поляр.

          При расчете и построении  поляр для взлетной конфигурации  самолета без учета и с учетом влияния  экрана земли  необходимо  иметь в виду  следующее:

          - выпуск шасси  увеличивает  самолета  примерно в 1,5 раза;

          - отклонение механизации   задней кромки  крыла весьма  существенно увеличивает ;

          - вблизи экрана  земли вследствие возрастания   эффективного удлинения  крыла   уменьшается.

          Взлетную поляру можно рассчитать  по уравнению

    

,

где коэффициент «вредного» сопротивления самолета, вычисленный  при расчете  вспомогательной поляры (табл. 4, стр. 15);

     приращение  от выпущенного шасси

    

;

           приращение коэффициента от выпущенных на взлетный угол  закрылков, которое можно определить по эмпирической формуле

    

,

где относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками.

    Вычислим  постоянную  составляющую:

    

,

    

    

,

     

    

.

          Тогда

    

.

          Взлетную скорость и взлетное  число Маха следует определять для ,  соответствующего , по формулам

    

,

где взлетный вес самолета, ;

    массовая плотность, ;

    площадь крыла, ;

    максимальный коэффициент подъемной  силы при взлете с учетом экрана земли;

    

    

,

    

. 

    Без учета влияния  экрана земли.

       Приращение коэффициента профильного сопротивления , вызванного интерференцией, связано с увеличением срывных зон при больших углах атаки в местах сочленения элементов  самолета.

       Коэффициент вихревого  индуктивного сопротивления  рассчитывают  так же, как для вспомогательной поляры, где .

       Результаты расчета  взлетной  поляры без учета влияния экрана земли записываем в табл. 6.

       Значения , , определяем по взлетной  кривой  без учета влияния экрана земли (рис.4). 

    Таблица 6

, град	(-8,820)	-6	-3	0	3	8	12	(15 0)
	0	0,2194	0,4525	0,6857	0,9188	1,3074	1,6183	1,8467
	0	0,1188	0,245	0,3713	0,4975	0,708	0,8763	1
	0	0	0	0	0,0001	0,0024	0,0132	0,0354
	0	0,0481	0,2048	0,4702	0,8443	1,7093	2,6188	3,4107
	0	0,0022	0,0093	0,0215	0,0385	0,078	0,1195	0,1556
	0,0706	0,0728	0,08	0,0921	0,1092	0,151	0,2034	0,2616