3.3. Расчет производной сам и угла нулевой
подъемной силы самолета αо сам
Расчет производной коэффициента подъемной силы самолета сам производится по формуле
(28)
где
=
/S=78,2/98=0,80
=
/S=32,8/98=0,33
S – площадь базового крыла
(Ка+ΔКа)кр, (Ка+ΔКа)го – коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла (ГО) с фюзеляжем
Кго – коэффициенты торможения потока у оперения
--
производная по углу атаки среднего
скоса потока в области ГО.
Угол атаки нулевой подъемной силы самолета αо сам с учетом интерференции, углов установки крыла φкр и стабилизатора φст относительно строительной оси фюзеляжа определяется по формуле
(29)
где (Кφ+ΔКφ)кр, (Кφ+ΔКφ)го – коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла (ГО) и фюзеляжа при угле атаки α=0;
–
производная угла скоса потока в области
ГО по углу установки крыла.
3.4. Определение коэффициентов интерференции и производных и
(30)
где
(31)
(32)
Здесь Dф кр(го) – диаметр фюзеляжа в месте крепления крыла (ГО);
l кр(го) – размах крыла (ГО);
–
сужение консольной части крыла (ГО).
При расположении ГО над фюзеляжем на высоте порядка Dф и более (Ка+ΔКа)го=1.
(33)
(34)
(35)
где
(36)
(37)
(38)
(39)
(40)
Здесь lo – расстояние между свободными вихрями крыла;
–
коэффициент интерференции крыла;
Кх – коэффициент, учитывающий расстояние между крылом и оперением;
Ку – коэффициент, учитывающий влияние вертикального оперения вихря, сбегающего с крыла.
хго=Lго-(хFкр-хFго)= Lго-0,25(ba кр-ba го) (41)
Средняя аэродинамическая хорда крыла определяется по формуле
(42)
Средняя аэродинамическая хорда ГО определяется по формуле
(43)
Расстояние между плоскостью ГО и плоскостью свободных вихрей определяется по формуле
(44)
где уго – расстояние между хордами крыла и ГО;
Lго – расстояние от носка САХ крыла до носка САХ ГО.
Подставив
в формулу (44) уго=2,5; Lго=32,4;
αо=-4,8; φкр=3,
получим
=3,52.
Подставив
в формулу (43)
=128,8;
=21,7;
=3,8,
получим
=6,61.
Подставив
в формулу (41)
=489,4;
=60;
=3,6,
получим
=9,03.
Подставив в формулу (41) Lго=32,4; ba го=6,61; ba кр=9,03, получим
хго=32,4-0,25(9,03-6,61) =31,8.
Подставив
в формулу (32) Dф кр=6,7; l
кр=60, получим
=0,11.
Подставив
в формулу (31)
=0,11;
=3,6,
получим
=1,06.
Подставив
в формулу (30)
=0,11;
υη кр=1,06, получим
=1,31.
Подставив
в формулу (32) Dф го=2,6; l
го=21,7, получим
=0,12.
Подставив
в формулу (31)
=0,12;
=3,8,
получим
=1,06.
Подставив
в формулу (30)
=0,12;
υη го=1,06, получим
=1,33.
Подставив
в формулу (33)
=0,11;
υη кр=1,06, получим
=1,04.
Подставив
в формулу (34)
=0,11,
получим
=0,11.
Следовательно (Кφ + ΔКφ) кр=1,15.
Подставив
в формулу (33)
=0,12;
υη го=1,06, получим
=1,04.
Подставив
в формулу (34)
=0,12,
получим
=0,12.
Следовательно (Кφ + ΔКφ) го=1,16.
Подставив
в формулу (39)
=0,11;
υη кр=1,06, получим
=1,16.
Подставив
в формулу (36)
=60;
Dф кр=6,7, получим
=53,8.
Подставив
в формулу (38) у=3,52; lo=53,8,
получим
=0,88.
Подставив
в формулу (37) lo=53,8;
хго=31,8; М=0,82, получим
=1,06.
Подставив
в формулу (35)
кр=5,12;
=7,4;
Ка кр=1,16; Кх=1,06;
Ку=0,88; lo=53,8;
Dф
кр=6,7;
=60,
получим
=0,33.
Вычислим
производную угла скоса в области оперения
по углу установки крыла. Для этого
подставим в формулу (40)
=0,33;
(Кφ+ ΔКφ)
кр=1,15; (Ка+ΔКа)кр=1,31.
Получим
=0,29.
Вычислим
производную коэффициента подъемной
силы. Подставив в формулу (28)
кр=5,12;
=0,79;
(Ка+ΔКа)кр=1,31;
го=4,2;
(Ка+ΔКа)го=1,33;
=0,21;
=0,33,
получим
=6,08.
Вычислим
угол атаки нулевой подъемной силы
самолета αо сам . Для этого
подставим в формулу (29)
сам=6,08;
=0,79;
(Кφ + ΔКφ)
кр=1,15; φкр=3; αо
кр=-4,8;
го=4,2;
=0,21;
(Ка+ΔКа)го=1,33;
φст=0;
=0,29,
получим
=
=-6,65.
4. Расчет индуктивного сопротивления
и поляры самолета.
4.1. Расчет индуктивного сопротивления крыла
и самолета.
Коэффициент лобового сопротивления самолета Сха сам обычно представляется в виде
(45)
где Схао сам – коэффициент сопротивления самолета при Суа сам =0;
Схаi сам – коэффициент сопротивления самолета, зависящий от подъемной силы (коэффициент индуктивного сопротивления).
(46)
где
(47)
λэф – эффективное удлинение.
λэф=λ*
(48)
где λ – удлинение крыла с наплывами;
– величина, получаемая по эмпирическим зависимостям или из графиков, полученных в результате обработки экспериментальных данных.
Для самолета со стреловидными крыльями определяется из графика (рис. 10);
χ0,25=37; λ=7,4. Следовательно, =0,75.
Подставив в формулу (48) λ=7,4; =0,75, получим λэф=7,4*0,75=5,6.
По формуле (47) найдем Аα =1/(3,14*5,6)=0,057.