- •Содержание
- •1 Основные характеристики самолета
- •3 Расчет докритической поляры
- •3.1 Определение расчетной скорости
- •3.2 Расчет Сxamin крыла
- •3.3 Расчет Сxamin горизонтального оперения
- •3.4 Расчет Сxamin вертикального оперения
- •3.5 Расчет Сxamin фюзеляжа
- •3.6 Расчет Сxamin гондол двигателя
- •3.7 Расчет Сxamin пилонов двигателя
- •3.8 Расчет Сxamin законцовок крыла
- •3.8 Сводка лобовых сопротивлений
- •3.9 Построение докритической поляры
- •4 Расчет семейства закритических поляр
- •5 Взлетно - посадочные характеристики
- •5.1 Построение характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла
- •5.2 Построение характеристик подъемной силы для механизированного крыла
- •5.3 Построение взлетной и посадочной поляр
- •5.4 Построение зависимости подъемной силы крыла от угла атаки
- •Заключение
- •Список использованных источников
3 Расчет докритической поляры
3.1 Определение расчетной скорости
Рассчитаем Cya конкретно для нашего самолета, исходя из справочных данных по этому самолету:
0,42.
Вычислим критическое число Маха для крыла при Cya=0,42 по формуле:
M*=1-0,7-3,2+ΔМ*χ+ΔМ*λ ,
где - относительная средняя толщина профиля крыла,
М*0∞=1-0,7=1-0,7=0,7575 - критическое число маха для прямого крыла бесконечного удлинения, не создающего подъемную силу; ΔМ*λ=0 -поправка на малость удлинения крыла;
ΔМ*χ=0,045 -поправка на стреловидность крыла.
Получим критическое число Маха:
М*=0,7575-3,2.
Критическая скорость будет:
V*=M*a=0,7303,8=212,7 м/с.
Так как , где, то, Мрасч=0,7.
3.2 Расчет Сxamin крыла
Величина Сxamin крыла зависит от числа Рейнольдса:
Re=,
где v=3,2м2/с - кинематическая вязкость на высоте 9 000 м.
Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:
Где - относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля;- средняя относительная хорда предкрылка.
Найдем значение величины n: n=,
где
, тогда0,018;
;
0,2;
Определим коэффициент удвоенного сопротивления трения плоской пластинки: 2 Cf=0,0049.
Коэффициент профильного сопротивления крыла определим по формуле:
Cхар=2СF.
Определим коэффициент сопротивление крыла с учетом взаимного влияния крыла и фюзеляжа и наличия щелей:
где - коэффициент интерференции для самолета типа низкоплан,Sпф= 76,07 м2- площадь подфюзеляжной части крыла,
= =2,3 -относительная суммарная длина всех щелей на крыле.
3.3 Расчет Сxamin горизонтального оперения
Величина Сxamin горизонтального оперения также зависит от числа Рейнольдса: Re=.
Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:
,
для этого найдем значение величины n:
n=
тогда0,033.
Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки:
2CF=0,0054.
Коэффициент профильного сопротивления горизонтального оперения определим по формуле:
CхарГО=2СF.
Определим коэффициент сопротивления горизонтального оперения с учетом интерференции и наличия щелей:
Сxa min ГО=Схар ГО +ΔСха оn=0,007+0,002=0,009.
3.4 Расчет Сxamin вертикального оперения
Величина Сxamin вертикального оперения также зависит от числа Рейнольдса:
Re=.
Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:
, для этого найдем значение величины n:
n=
тогда 0,02.
Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки:
2СF=0,0048.
Коэффициент профильного сопротивления вертикального оперения определим по формуле:
CхарВО=2СF.
Определим коэффициент сопротивления вертикального оперения с учетом интерференции и наличия щелей:
Сxamin ВО= Схар ВО +ΔСха оn=0,006+0,002=0,008.
3.5 Расчет Сxamin фюзеляжа
Найдем значение числа Рейнольдса для фюзеляжа:
Re=.
Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при x(t)=0:
2СF=0,0036,
СF=0,0018.
Сопротивление фюзеляжа без надстроек можно определить по формуле:
=(0,00181,081,2=0,099,
где ηс(λф)= ηс(10,7)=1,08 - коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа на трение,
ηm(λнф,M)=ηm(2,32; 0,7)=1,2 - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости,
ΔСхаф=0,012 - увеличение Схаф, обусловленное отклонением носовой части фюзеляжа от формы тела вращения.