- •1. Исходные данные для расчета
- •2. Определение углов стреловидности и чисел Рейнольдса
- •3. Расчет коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла
- •3.3. Расчет критического угла атаки крыла :
- •4. Расчет коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества крыла
- •4.2. Расчет индуктивного сопротивления крыла:
- •4.3. Расчет коэффициента сопротивления от крутки крыла :
- •4.4. Расчет критического числа Маха .
- •4.6. Расчет коэффициента сопротивления крыла :
- •5. Сводная таблица результатов расчета
4. Расчет коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества крыла
Коэффициент лобового сопротивления крыла вычисляется как сумма коэффициентов сопротивления: профильного , индуктивного , крутки и волнового .
Профильное сопротивление крыла определяется в общем случае как сумма сопротивлений трения и давления.
Вихревое индуктивное сопротивление крыла конечного размаха определяется сходом концевых вихрей на концах крыла и пропорционально квадрату коэффициента подъемной силы крыла.
Волновое сопротивление возникает только при относительно больших скоростях полета, когда полетное число Маха превышает критическое число Маха . В этом случае на поверхности крыла появляются области местных сверхзвуковых течений.
Сопротивление от крутки крыла возникает вследствие того, что у крыла с круткой распределение давления создает вихревое индуктивное сопротивление (даже при нулевой подъемной силе).
4.1. Расчет коэффициента профильного сопротивления крыла ведется с учетом влияния подъемной силы в следующей последовательности:
,
( коэффициент подъемной силы, соответствующий ),
для ,
,
где - учитывает изменения профильного сопротивления при , (формула для приведена для четырех и пятизначных профилей NACA).
При М = 0,2
При М = 0,85
4.2. Расчет индуктивного сопротивления крыла:
Для расчета используется формула
, (8)
где коэффициент учитывает влияние формы крыла.
При М = 0,2
При М = 0,85
4.3. Расчет коэффициента сопротивления от крутки крыла :
, (9)
где - угол крутки в градусах.
4.4. Расчет критического числа Маха .
Предварительно приближенным способом определяется коэффициент подъемной силы профиля для заданного угла атаки :
,
- коэффициент подъемной силы профиля.
Расчет ведется по следующей формуле:
. (10)
Для обычных профилей:
- учитывает влияние на величину ;
- определяет влияние толщины на критическое число Маха.
Влияние стреловидности на крыла (для всех профилей) учитывается по формуле:
,
где - угол стреловидности по линии ¼ хорд в градусах.
При М = 0,2
При М = 0,85
4.5. Расчет коэффициента волнового сопротивления . Расчет коэффициента волнового сопротивления крыла осуществляется только тогда, когда . Приближенная формула для расчета получена на основании обработки экспериментальных данных
. (11)
При М = 0,85
4.6. Расчет коэффициента сопротивления крыла :
при , (12)
при . (13)
При М = 0,2
При М = 0,85
4.7. Аэродинамическое качество крыла определяется по формуле:
. (14)
При М = 0,2
При М = 0,85
5. Сводная таблица результатов расчета
При М = 0,2
, град |
|
|
|
|
|
|
0 |
0,71 |
1,033 |
1,015 |
1,016 |
|
0,0069 |
0,0087 |
0,0119 |
0,0117 |
0,0117 |
|
0 |
0,0193 |
0,0408 |
0,0394 |
0,0395 |
|
0,916 |
0,7417 |
0,5412 |
0,5548 |
0,5543 |
( = 0 при M < ) |
0 |
0 |
0
|
0 |
0 |
|
0,007492 |
0,02859 |
0,05329 |
0,05169 |
0,05179 |
|
0 |
24,8338 |
19,3844 |
19,6362 |
19,6176 |
При М = 0,85
, град |
|
|
|
|
|
|
0 |
0,100 |
0,669 |
0,648 |
0,650 |
|
0,0074 |
0,0068 |
0,0118 |
0,0114 |
0,0114 |
|
0 |
0,0003 |
0,0171 |
0,0160 |
0,0161 |
|
0,916 |
0,9116 |
0,7614 |
0,771 |
0,7701 |
( = 0 при M < ) |
_ |
_ |
0,0288
|
0,0263 |
0,0266 |
|
0,0079 |
0,0076 |
0,0582 |
0,0542 |
0,0546 |
|
0 |
12,6582 |
11,4948 |
11,9597 |
11,9047 |
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Учебное пособие по выполнению курсовой работы по дисциплине «Аэрогидродинамика», кафедра АГД, КГТУ-КАИ им. А.Н.Туполева.