1. Расчет коэффициентов лобового сопротивления частей самолета при нулевой подъемной силе.

Коэффициент лобового сопротивления какой-либо части самолета обычно представляется в виде

С_aon=C_xaon+C_xain, (1)

где C_xaon – коэффициент лобового сопротивления части самолета при нулевой подъемной силе;

C_xain – коэффициент индуктивного сопротивления части самолета, зависящий от подъемной силы.

Т.к. рассматриваем лобовое сопротивление самолета при нулевой подъемной силе, C_xain=0. Следовательно, на этом этапе расчета его не учитываем.

1.1. Расчет Cxao изолированного крыла (оперения).

Под изолированным крылом (ГО) понимаем омываемую потоком воздуха его консольную часть площадью S*.

C_xao=С_xaтр+С_хов, (2)

где С_xaтр – коэффициент профильного сопротивления, учитывающий в основном сопротивление трения крыла;

С_хов – коэффициент волнового сопротивления при С_уа=0, обусловленный потерями энергии в скачках уплотнения и перераспределением давления на поверхности крыла при М>М_кр.

(3) где С_f – коэффициент сопротивления трения эквивалентной плоской пластины;

K₁ – коэффициент, учитывающий долю поверхности консоли крыла, занятой мотогондолами и гондолами шасси. K₁=2, если мотогондолы на крыле отсутствуют;

K₁=2-(S_{гд ш}/S*), где S_{гд ш} – площадь крыла, занятая мотогондолами и гондолами шасси;

(4)

(5)

где а_н – скорость звука (а_н=305 м/с),

v_н – кинематический коэффициент вязкости (3_*10^-5 м²/с).

Подставив в формулу (5) V=250 м/с; =8,5; v_н=3_*10^-5, получим

=70833333.

– относительная координата точки перехода ламинарного слоя в турбулентный.

В общем случае величина определяется по формуле

(6')

(6)

(7)

где h – высота бугорков шероховатостей (h=25_*10^-6 м).

Подставив в формулу (7) М=0,82; Re= 70833333; h=25_*10^-6; =8,5, получим n=

=6,38.

По таблице 4 методического пособия находим =0,375.

По рис.7 находим К_χ=0,37.

По формуле (6’) находим =0,034.Следовательно, = К_χ* =0,37_*0,034=0,013.

Подставив в формулу (4) М=0,82; Re= 70833333; = 0,013, получим С_f=

=0,002.

Подставив в формулу (3) С_f=0,002; К₁=2; М=0,82; =0,08, получим С_{xa тр}=

=0,0057.

Определим второе слагаемое в формуле (2) – величину коэффициента волнового сопротивления С_хов при нулевой подъемной силе. Данное сопротивление возникает на крыле в том случае, когда число М полета больше критического числа М_кр крыла при C_ya=0.

Если М<М_кр, то С_хов=0

Если М>М_кр, то С_хов>0

(8)

tg χ_с=tg χ_пк-x_c4(η-1)/ λ(η+1) (9)

Подставив в формулу (9) x_c=0,375; =0,08; λ=7,4; η=3,8; χ_пк=40, получим χ_с=

=arctg(tg 40-0,375_*4(3,8-1)/ 7,4_*(3,8+1))=36.

Подставив в формулу (8) χ_с=36; =0,08, получим М_{кр о}=

=0,87.

Получили М<М_кр, следовательно, С_хов можем не учитывать.

По формуле (2) C_{xao кр}=С_xaтр+С_хов=0,0067+0=0,0057

Сейчас рассчитаем C_xao для горизонтального оперения.

В связи с торможением потока крылом и фюзеляжем расчетная скорость потока в области оперения, необходимая для определения числа Re, будет равна:

V_го=М_*а_н*(К_го)^0,5 (13)

Итак, V_го=0,82_*305 м/с _* (0,85)^0,5=230 м/с. Следовательно, М_го=0,75.

Подставив в формулу (5) V=230 м/с; =6,7; v_н=3_*10^-5, получим = =51475790.

Подставив в формулу (7) М=0,75; Re=51475790; h=25_*10^-6; =6,7, получим n=

=6,38.

=0,3. По рис.7 находим К_χ=0,35.

По формуле (6’) находим =0,047.

Следовательно, =К_χ* =0,35_*0,047=0,016. Подставив в формулу (4) М=0,75; Re=51475790; = 0,016, получим =0,002.

Подставив в формулу (3) С_f=0,002; К₁=2; М=0,75; =0,06, получим С_{xaтр го}=

=0,0055.

Найдем М_кр для ГО.

Подставив в формулу (9) x_c=0,3; =0,06; λ=3,7; η=3,8; χ_пк=42, получим χ_с=

=arctg(tg 42-0,3_*4(3,8-1)/ 3,7_*(3,8+1))=35.

Подставив в формулу (8) χ_с=35; =0,06, получим М_{кр о}=

=0,92.

Получили М<М_кр, следовательно, С_хов можем не учитывать.

Следовательно, C_{xao го}=С_xaтр+С_хов=0,0055.

Сейчас рассчитаем C_xao для вертикального оперения.

В связи с торможением потока крылом и фюзеляжем расчетная скорость потока в области оперения, необходимая для определения числа Re, будет равна:

V_во=М_*а_н*(К_во)^0,5

Итак, V_во=0,82_*305 м/с _* (0,9)^0,5=237 м/с. Следовательно, М_во=0,78.

Подставив в формулу (5) V=237 м/с; =8,9; v_н=3_*10^-5, получим = =70360678.

Подставив в формулу (7) М=0,78; Re=70360678; h=25_*10^-6; =8,9, получим n=

=6,38.

=0,3. По рис.7 находим К_χ=0,21.

По формуле (6’) находим =0,034. Следовательно, по формуле (6) =К_χ* =0,21*0,034=0,007.

Подставив в формулу (4) М=0,78; Re=70360678; = 0,007, получим С_f=

=0,002.

Подставив в формулу (3) С_f=0,002; К₁=2; М=0,78; =0,06, получим С_{xaтр во}=

=0,0053.

Найдем М_{кр о} для ВО.

Подставив в формулу (9) x_c=0,3; =0,06; λ=1,2; η=3,1; χ_пк=51, получим χ_с=

=arctg(tg 51-0,3_*4(3,1-1)/ 1,1_*(3,1+1))=36.

Подставив в формулу (8) χ_с=36; =0,06, получим М_{кр о}=

=0,85.

Получили М<М_кр, следовательно, С_хов можем не учитывать.

Следовательно, C_{xao во}=С_xaтр+С_хов=0,0053.