2.4 Определение расчетной скорости самолета

Для скоростных самолётов с ТРД за расчётную скорость принимают скорость полёта, соответствующую критическому числу Маха самолёта

(2.5)

где -скорость звука на расчётной высоте

На высоте 12000м, =295.1м/с

м/с

3 Расчет полетной докритической поляры

3.1 Уравнение докритической поляры

Докритическую поляру самолета будем строить для расчетной высоты полета H=12000 м и расчетной скорости м/с

Уравнение докритической поляры имеет вид c_xa=c_xamin+A(c_ya-c_yaисх)², где A – коэффициент отвала поляры определяется по формуле: A=1/π·λ_эф, где λ_эф эффективное удлинение крыла определяется как ,

где s_i – площадь крыла, занятая фюзеляжем;

λ_эфк – эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от удлинения крыла λ, сужения крыла η и стреловидности крыла по передней кромке ₀:

, (3.1)

где

(3.2)

;

;

. (3.3)

- исходный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление с_xamin , определяется характеристиками профиля и рассчитывается по формуле: ; где α₀ – угол нулевой подъемной силы профиля, выраженный в радианах: .

3.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления

Минимальное сопротивление самолета определяется по формуле:

; (3.4)

где к₃ – коэффициент запаса, учитывающий неучтенные данные методикой факторы и принимаемый равным 1,05;

с_xaкр, c_xaф, с_xaго, с_xaво, с_xaмг – коэффициенты минимального лобового сопротивления крыла, фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы соответственно;

m – количество типов мотогондол на самолете;

N_мгj – количество мотогондол двигателя данного типа;

s, s_к, s_мф, s_го, s_во, s_ммгj – площадь крыла, площадь консолей крыла, характерные площади фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения и одной мотогондолы данного типа.

3.2.1 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для крыла

Крыло самолета заменяем эквивалентной плоской пластиной размахом, равным размаху крыла самолета l=28.5м и средней хордой b_ср:

b_ср= =3.45м.

Определяем число Рейнольдса для крыла:

; (3.5)

где v_расч – расчетная скорость, м/с;

b_ср – средняя хорда крыла, м;

υ(h) – кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, м²/с.

υ(h)=4.574 м²/с;

Т.к. >10⁷, то пограничный слой можно считать полностью турбулентным и безразмерная координата перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для пластины .

Коэффициент профильного сопротивления крыла подсчитывается как

с_xaр=k_1·c_f·η_c·η_м,

где к₁ – коэффициент, учитывающий долю поверхности крыла, закрытой мотогондолой, определяется по формуле: ; s_кмг – площадь крыла занятая мотогондолой:

s_к –площадь консолей крыла; c_f – коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке;

η_с и η_м – коэффициенты, учитывающие влияние на профильное сопротивление толщины профиля и числа M_∞, соответственно.

к₁=2.

Для турбулентного пограничного слоя :

; (3.6)

коэффициент η_с зависит от относительной толщины профиля и положения точки перехода : η_с=1,456 (рис.3.4. [1])

коэффициент η_м определяем по рис. 3.5. [1]: η_м=0.97;

С_xaр=2·0.0028·1.456·0.97=0.0079.

Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла учитывает взаимное влияние крыла и фюзеляжа и наличие щелей:

, (3.7)

где к_инт – коэффициент интерференции между крылом и фюзеляжем, зависит от положения крыла относительно фюзеляжа. Для схемы, низкоплан k_инт=0.75.

S_пф=19.20м², l_з=16.24м, l_э=7.34м, l_пр=0, l_и=14.67м;

3.2.2 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления горизонтального оперения

Расчет минимального лобового сопротивления горизонтального и вертикального оперения производим так же, как для крыла.

b_срГО= м

с_xaрго=k₁·c_f·η_c·η_м,

где k₁=2;

η_c=1.25;

η_м=0.97;

с_xaрго=2·0.003·1.25·0.97=0.0073

, (3.7*)

где к_инт=0,75; S_пф=0;

3.2.3 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления для вертикального оперения

b_ср= 4.65м

;

с_xaрво=k₁·c_f·η_c·η_м,

где k₁=2;

η_c=1.25;

η_м=0.97;

с_xaрво=2·0.0027·1.25·0.97=0.0066

(3.7**)

где к_инт=0,375; S_пф=0;

3.2.4 Определение коэффициента минимального лобового сопротивления фюзеляжа и мотогондол

Для фюзеляжа с заострённой носовой и кормовой частью при докритических скоростях основной составляющей сопротивления является сопротивление трения .

Коэффициент сопротивления асимметричного фюзеляжа (мотогондолы) или эквивалентного тела вращения определяем по аналогии с сопротивлением трения плоской пластины:

(3.8)

где – коэффициент трения плоской пластины;

η_λ – коэффициент, учитывающий отличие формы фюзеляжа от плоской пластины;

η_м – коэффициент, учитывающий сжимаемость потока;

F_ом – омываемая поверхность фюзеляжа;

s_мф – площадь миделя фюзеляжа.

Коэффициент определяем по рис. 3.3 [1] в зависимости от числа Рейнольдса, подсчитанного по длине фюзеляжа:

, поэтому ; 2 =0.004; коэффициент η_м определяем по рис. 3.5[1]: η_м=0.97; коэффициент η_λ определяем по рис 3.7[1]: η_λ=1.05

Сопротивления мотогондол двигателя определяется также как и для фюзеляжа

;

2 =0.0052; η_м=0.97; η_λ=1.4;

Определим коэффициент минимального лобового сопротивления всего самолёта:

Таким образом, уравнение докритической поляры (рисунок 1) будет иметь вид:

c_xa=0,022+0,052·(с_ya-0,336)² (3.9)

Расчет координат оформим в виде таблицы (таблица1).

	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
	0,02787	0,02490	0,02296	0,02207	0,02221	0,02340	0,02562

Таблица 1- Координаты точек докритической поляры

Рисунок 1 – Докритическая поляра