- •Задание на курсовую работу.
- •Исходные данные:
- •Геометрические характеристики
- •1. Расчет коэффициентов лобового сопротивления частей самолета при нулевой подъемной силе.
- •1.1. Расчет Cxao изолированного крыла (оперения).
- •1.2. Расчет Cxao ф фюзеляжа.
- •1.3. Расчет Cxao мг мотогондол.
- •2. Расчет коэффициента лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе.
- •3.3. Расчет производной сам и угла нулевой
- •3.4. Определение коэффициентов интерференции и производных и
- •4.2. Последовательность расчета и построения поляры самолета.
- •Список использованной литературы:
1.2. Расчет Cxao ф фюзеляжа.
Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе можно представить в виде
Схaоф=Cxaрф+Cxовф+ Cxдон+ΔСхaф, (14)
где Cxaрф – коэффициент профильного сопротивления;
Cxовф – коэффициент волнового сопротивления;
Cxдон – коэффициент донного сопротивления, определяемый по формуле Cxдон=(0,05+0,25М2) дон, (15)
где дон=Sдон/Sмф.
Sдон – площадь донного среза фюзеляжа;
ΔСхaф – дополнительное сопротивление фюзеляжа (=0,012).
(16)
(17)
где kф – коэффициент формы;
β=(1-М2)0,5=(1-0,822)0,5=0,57
λф – удлинение фюзеляжа;
Сf – коэффициент сопротивления трения эквивалентной плоской пластины с длиной, равной длине фюзеляжа;
Sсм ф – площадь смачиваемой поверхности фюзеляжа, определяемая по формуле
Sсм ф=2,85*Lф*( Sмф)0,5 (18)
Подставив в формулу (5) V=250 м/с; Lф =67,1; vн=3*10-5, получим = 559166667.
Подставив в формулу (4) М=0,82; Re= 559166667; = 0, получим Сf=
=0,002.
Подставив в формулу (17) λф=10,8; β=0,57, получим kф= = 1,16.
Подставив в формулу (16) Сf=0,002; kф= 1,16; Sсм ф=1042,2; Sмф=29,7 получим Схарф=
=0,066.
Волновое сопротивление фюзеляжа при нулевой подъемной силе определяется по приближенной формуле
(19)
(20)
Подставив в формулу (20) λф=10,8, получим =0,97.
Мкр ф>М, следовательно, волновое сопротивление фюзеляжа можно не учитывать.
По формуле (20) Схaоф=Cxaрф+Cxовф+ Cxдон+ΔСхaф,=0,066+0,012=0,078.
1.3. Расчет Cxao мг мотогондол.
Сейчас рассчитаем коэффициент лобового сопротивления мотогондолы (Схао мг).
(21)
где nмг – количество мотогондол.
β=(1-М2)0,5=(1-0,822)0,5=0,57
Подставив в формулу (17) λмг=1,9; β=0,57, получим kф= = 1,5.
Подставив в формулу (5) V=250 м/с; Lмг =4,9; vн=3*10-5, получим = 40833333.
Подставив в формулу (4) М=0,82; Re= 40833333; = 0, получим Сf=
=0,002.
Подставив в формулу (16) Сf=0,002; kф= 1,68; Sсм мг=32,1; Sм мг=5,3 получим Схар мг=
=0,024.
Подставив в формулу (20) λмг=1,9, получим =0,65.
Подставив в формулу (19) М=0,82; Мкр мг=0,65, получим =0,25.
Следовательно, по формуле (21) Схaо мг=4*(Cxaр мг+Cxов мг)=2*(0,024+0,25)=0,55.
2. Расчет коэффициента лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе.
Коэффициент лобового сопротивления самолета Схао при Суа сам=0 определяется с учетом взаимного влияния (интерференции) отдельных его частей. При М<1 учитывают только интерференцию крыла и фюзеляжа. Коэффициент лобового сопротивления оперения, фюзеляжа и гондол двигателя можнр определить без учета интерференции.
(22)
где S' – расчетная площадь крыла с учетом наплывов;
К’=1,05 – 1,1 – поправка на неучтенное сопротивление;
ΔСхао=0,003 – 0,004 – дополнительное сопротивление, вызванное нарушением гладкости поверхности (стыковочные узлы, заклепочные швы, люки, вмятины и т.д.);
Кго, Кво – коэффициенты торможения потока у горизонтального и вертикального оперений.
При определении С'xaо кр поправка на интерференцию с фюзеляжем вводиться только к сопротивлению трения, т.к. поправка к волновому сопротивлению обычно пренебрежимо мала и не учитывается.
С'xaо кр= Сxaо кр+Ки кр*Схатр*Sпф/S, (23)
где Sпф – площадь подфюзеляжной части крыла (потоком не обтекается);
Сxaо кр, Сха тр – определены ранее;
Ки кр – коэффициент интерференции крыла и фюзеляжа, зависящий от схемы расположения крыла. Для низкоплана с овальным сечением Ки кр=0,5.
Подставив в формулу (23) Сxaо кр=0,0057; Ки кр=0,5; Схатр=0,0057; Sпф=78,5; S=489,4,
получим С'xaо кр= 0,0057+0,5*0,0057*78,5/489,4=0,0062.
Подставив в формулу (22) К’=1,1; С'xaо кр=0,0062; S*=403,8; S'=511,0; Сxaо го=0,0055; S*го=109,6; Сxaо во=0,0053; S*во=80,4; Схао ф=0,078; Sмф=29,7; Схaо мг=0,55; Sм мг=5,3; ΔСхао=0,004, получим =
=0,02.
3. Определение коэффициента подъемной силы
крыла и самолета.
(24)
где m*=1 – для четырехзначных профилей;
m*=0,6 – для пятизначных профилей;
m*=1,2 – для шестизначных профилей.
Подставив в формулу (24) m*=0,6; =8%, получим αо=-0,6*8=-4,8.
3.1. Определение производной крыла
(горизонтального оперения).
(25)
где (26)
=(1-0,822)0,5=0,57
Подставив в формулу (26) β=0,57; tgχпк=0,84; tgχзк=0,53; λ=7,4; η=3,6, получим Р=
=0,96
Подставив в формулу (25) λ=7,4; Р=0,96, получим =5,12.
Определим го. Подставив в формулу (26) β=0,57; tgχпк=0,9; tgχзк=0,25; λ=3,7; η=3,8, получим =0,96.
Подставив в формулу (25) λ=3,7; Р=0,96, получим =4,2.
3.2. Определение коэффициента подъемной
силы самолета.
Коэффициент подъемной силы всего самолета определяется по формуле
(27)
где сам – производная коэффициента подъемной силы самолета по углу атаки;
αо – угол атаки самолета при нулевой подъемной силе.