3.6 Расчет Сxamin гондол двигателя

Найдем значение числа Рейнольдса для гондол двигателей:

Re=.

Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при x(t)=0:

2С_F=0,005,

С_F=0,0025.

Сопротивление гондол двигателей можно определить по формуле:

=0,00252,21,25=0,036,

где η_с(λ_ГД)=η_с(1,2)=2,2 - коэффициент, учитывающий влияние удлинения гондолы,

η_m(λ_нчГД,M)= η_m(0,77;0,7)=1,25 - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости,

=0,01..0,02.

3.7 Расчет Сxamin пилонов двигателя

Величина С_xamin пилонов двигателей также зависит от числа Рейнольдса:

Re=.

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: 2С_F=0,0049.

Коэффициент профильного сопротивления пилонов двигателей определим по формуле:

C_харПД=2С_F.

3.8 Расчет Сxamin законцовок крыла

Величина С_xamin законцовок крыла также зависит от числа Рейнольдса:

Re=.

Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:

, для этого найдем значение величины n:

n=

тогда 0,15.

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки:

2С_F=0,0059.

Коэффициент профильного сопротивления законцовок крыла определим по формуле:

C_харЗК=2С_F.

Определим коэффициент сопротивления законцовок крыла:

С_{xamin ЗК}= С_{хар ЗК} =0,0085.

3.8 Сводка лобовых сопротивлений

Для подсчета общего сопротивления самолета сведем сопротивления отдельных частей ЛА в таблицу 1:

Название части ЛА	Количество, n	Площадь в плане или миделя Si, м2	Сxa i
Крыло	1	356,2	0,0087	3,0989
ГО	1	56,74	0,009	0,5107
ВО	1	50,5	0,008	0,404
Фюзеляж	1	28,9	0,099	2,8611
ГД	2	11,64	0,036	0,838
ПД	2	14	0,0058	0,1624
Зак.крыла	2	2,86	0,0023	0,0132
				7,8883

Таблица 1-Сводка лобовых сопротивлений

Определим коэффициент сопротивления всего самолета:

С_xamin=

3.9 Построение докритической поляры

Докритическая поляра строится по уравнению:

, где - коэффициент минимального сопротивления самолета,

=0,1 - коэффициент подъемной силы, соответствующий ,

=8,06 - эффективное удлинение крыла.

Таблица 2 – Координаты построения полетной докритической поляры

Cya	Cxa
0	0.019395126
0.1	0.019
0.2	0.019395126
0.3	0.020580503
0.4	0.022556132
0.5	0.025322012
0.6	0.028878143
0.7	0.033224526
0.8	0.038361161
0.9	0.044288047
1	0.051005184

Рисунок 1 - График полетной докритической поляры

4 Расчет семейства закритических поляр

При >возникает дополнительное волновое сопротивление, обусловленное появлением в потоке, обтекающем самолет, скачков уплотнения. Общее сопротивление самолета является суммой сопротивлений, соответствующих докритическим скоростям полета и волновых:

,

где B= – отвал поляры,иопределяется ранее.

Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета вычисляют по приближенной формуле:

,

где - коэффициент волнового сопротивления крыла при С_ya=0, который находят по формуле:

.

-коэффициенты волнового сопротивления фюзеляжа гондол двигателей соответственно, n-число гондол двигателей;

и –коэффициенты волнового сопротивления прямого и скользящего крыла,=0,81 – относительная площадь скользящей части крыла.

;

.

Расчет C_xaвокр приводится в таблице 3:

М	Мэ	Схавопр	Схавоск	Схавокр
0.7	0.595	0	0	0
0.75	0.6375	0	0	0
0.8	0.68	0.008	0	0.0008
0.85	0.7225	0.02	0	0.0019
0.9	0.765	0.035	0.003	0.005
0.95	0.8075	0.057	0.012	0.0121

Таблица 3

Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа высчитывается по формуле:

;

=– максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа для М1,2.

Величину снимают с графика как функцию переменной.

Расчеты приведены в таблице 4:

М		Схавф
0.7	0	0
0.75	0	0
0.8	0	0
0.85	0	0
0.9	0	0
0.95	0,004381	0.01152

Таблица 4

Коэффициент волнового сопротивления гондол двигателей рассчитывают так же, как и C_xaвф, для фиктивного тела вращения, схема построения которого показана в приложении:

L_ГД= 7,45 м – длина гондолы;

L’_ф=7,4 м – длина фиктивного тела вращения;

D’_ф =1,5 м – диаметр фиктивного тела вращения;

Тогда площадь миделя фиктивного тела вращения:

м².

Относительное удлинение фиктивного тела вращения:

λ^’_ф;

Относительное удлинение хвостовой части фиктивного тела вращения:

;

Площадь омываемой поверхности фиктивного тела вращения:

м²;

Коэффициент волнового сопротивления гондол двигателей:

;

.

Величину снимают с графика как функцию переменной:

.

.

Расчеты приедены в таблице 5:

М	ϰ	Схавгд
0.7	0,08525	0,01989
0.75	0,17673	0,03393
0.8	0.2682	0.05616
0.85	0.35968	0.07371
0.9	0.45115	0,08775
0.95	0.54263	0.09945

Таблица 5

Получаем коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета:

Таблица 6 – Лобовое сопротивления при нулевой подъемной силе

Вычисляемые величины	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95
Cxa во пр	0	0	0,008	0,02	0,041	0,065
Cxa во ск	0	0	0	0	0,003	0,012
Cxa во кр	0	0	0.0008	0.0019	0,005	0.0121
ϰф	0	0	0	0	0	0,004381
f(ϰф)	0	0	0	0	0	0,005
Cxa в ф	0	0	0	0	0	0.01152
ϰгд	0,08525	0,17673	0.2682	0.35968	0.45115	0.54263
f(ϰгд)	0,18	0,38	0,49	0,65	0,76	0,84
Cxa в гд	0,01989	0,03393	0.05616	0.07371	0,08775	0.09945
Cxa в о	0,00016	0,00028	0,00173	0,00329	0,00739	0,01746
Cxa о	0,01916	0,01928	0,02049	0,0221	0,0262	0,03627

Индуктивно-волновое сопротивление вычисляют по формуле:

Увеличение отвала поляры рассчитывают следующим образом:

и (,,,

Величина отвала поляр вычисляется по формуле:

Расчеты оформлены в таблице 7.

Таблица 7- Расчет отвала поляры при закритических числах Маха

						B
M=0,7	0	0	0	0	0	0,039513
Mэ=0,595	0,2	0,230947	0	0	0	0,039513
	0,3	0,34642	0	0	0	0,039513
	0,4	0,461894	0,02	0	0,002533	0,042046
	0,5	0,577367	0,05	0,005	0,010252	0,049765
	0,6	0,692841	0,07	0,025	0,02846	0,067973
M=0,75	0	0	0	0	0	0,039513
Mэ =0,6375	0,2	0,230947	0,01	0	0,001267	0,04078
	0,3	0,34642	0,03	0	0,0038	0,043313
	0,4	0,461894	0,035	0,02	0,020108	0,059621
	0,5	0,577367	0,04	0,03	0,028579	0,068092
	0,6	0,692841	0,05	0,04	0,037683	0,077196
M=0,8	0	0	0,01	0	0,001267	0,04078
Mэ=0,68	0,2	0,230947	0,025	0	0,003167	0,04268
	0,3	0,34642	0,04	0	0,005067	0,04458
	0,4	0,461894	0,05	0,02	0,022008	0,061521
	0,5	0,577367	0,06	0,03	0,031112	0,070625
	0,6	0,692841	0,07	0,04	0,040216	0,079729
М=0,85	0	0	0,03	0	0,0038	0,043313
Mэ=0,7225	0,2	0,230947	0,045	0,01	0,013538	0,053051
	0,3	0,34642	0,055	0,02	0,022642	0,062155
	0,4	0,461894	0,06	0,045	0,042868	0,082381
	0,5	0,577367	0,07	0,05	0,048054	0,087567
	0,6	0,692841	0,08	0,06	0,057158	0,096671
M=0,9	0	0	0,06	0,01	0,015438	0,054951
Mэ=0,765	0,2	0,230947	0,07	0,02	0,024542	0,064055
	0,3	0,34642	0,075	0,03	0,033012	0,072525
	0,4	0,461894	0,08	0,045	0,0455402	0,085053
	0,5	0,577367	0,09	0,06	0,058424	0,097937
	0,6	0,692841	0,095	0,07	0,066895	0,106408
M=0,95	0	0	0,07	0,025	0,02846	0,067973
Mэ=0,8075	0,2	0,230947	0,06	0,04	0,03895	0,078463
	0,3	0,34642	0,09	0,05	0,050587	0,0901
	0,4	0,461894	0,1	0,06	0,059691	0,099204
	0,5	0,5773367	0,11	0,07	0,068795	0,108308
	0,6	0,692841	0,13	0,09	0,087003	0,126516

Лобовое сопротивление самолета при закритических скоростях вычисляется по формуле:

.

Таблица 8 – Сводная таблица лобовых сопротивлений самолета

Число Маха	Коэффициент подъемной силы Сya
	0	0.2	0.3	0.4	0.5	0.6
	Коэффициент лобового сопротивления Cxa
0.7	0.01916	0.020741	0.022717	0.025887	0.03116	0.04363
0.75	0.01928	0.020911	0.023178	0.028819	0.036303	0.047071
0.8	0.02049	0.022197	0.024502	0.030333	0.038146	0.049792
0.85	0.0221	0.024222	0.027694	0.035281	0.043992	0.056901
0.9	0.0262	0.028762	0.032727	0.039808	0.050684	0.064507
0.95	0.03627	0.03941	0.044379	0.052143	0.063347	0.081816

Рисунок 2 - Сетка закритических поляр

Строим график зависимости лобового сопротивления С_ха от числа Маха при нулевой подъемной силе (рисунок 3).

Рисунок 3 - Зависимость лобового сопротивления С_ха от числа Маха

Таблица 9 - Зависимость отвала поляры В от числа Маха при С_ya=0,3

М	В
0.7	0.039513
0.75	0.043313
0.8	0.04458
0.85	0.062216
0.9	0.072525
0.95	0.0901

Рисунок 4 - График зависимости В от М при С_y=0,3

Зависимость качества самолета К от числа Маха при С_ya=0,3 приведена в таблице 10:

М	К
0.7	13.2059691
0.75	12.94330831
0.8	12.24389846
0.85	10.83267134
0.9	9.166743056
0.95	6.759954032

Таблица 10

Рисунок 5 - Зависимость качества самолета К от числа Маха при С_ya=0,3