Практическая аэродинамика дельтаплана (Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И., 1992 - Практическая аэродинамика дельтаплана), страница 15

зуя сетку полученных кривых, можно определить хоэффициею подъемной силы и подъемную силу для заданного угла атаки При выполнении оценочных расчетов можно использовать одну кривую, построенную для и„— 1. Поляра есть зависимость коэ7)ярициента лобового сопротивления от коэффициента подъеыной силы. Иногда оба коэффициента выражают в функции угла атаки (см. рис 4 3 .

4.б!. В этом случае необходимо исключить угол атаки и построить зависимость с, от с„в явном виде О а Коэффициент лобового согротивлеиия состоит из безындуктивиой с„, и индуктивной г„составляющих. Коэффициент с ., в свою очередь, можно представить в виде нескольких слагаемых: с =- с -+- с с -г- с„! — с« «««««р ' ««т ««н ~ «явяв ' «нтзз где с, — коэффициент лобового сопротивления незакр нр ного крыла без надстроек при нулевой подъемной силе, коэффициент, обусловленный круткой крыла: с„— ко и вн циент лобового сопротивления внешних надстроек крыла ы тросовых расчалок, рулевой трапеции и т. д, с — ко и ичч« циент лобового сопротивления подвесной системы У мотодс г плана этот коэффициент определяет лобовое сопротивление о тележки вместе с экипажем, грузом и т.

д. У делывала~ и определяет в основном лобовое сопротивление пилота, с„ и неучтенное сопротивление, которое может появиться в резу тате интерференции (взаимодействия) отдельных частей ЛА, ли неучета сопротивления отдельных мелких деталей. Рассмогрим методику расчета указанных составляющих 4.3.1.

Расчет коэффициента с« "яр Коэффициент г, определяет величину сопротивления т! «р и давления собственно крыла без внешних выступающих дез Сопротивление трения зависит в основном от числа Рейно. и степени шероховатости поверхности. Его можно опред~ через удвоенный коэффициепг трения плоской пластины который приведен иа рис 4.12.

Зтот коэффициент завис числа Рейнольдса и точки перехода ламииарного пограни чуиуиу.чо$4Ь-)а.зрЬ.ги — Самолет своими р слоя в турбулентный х1 = хь777я. Координата х, зависит от отно;ительной шероховатости поверхности й, которая определяется отношением абсолютной шероховатости я к хорде крыла, т. е. й = я777. Величина я матерчатой обшивки составляет 70 ... 80 мк. Гогда при длине хорды 1 м будем иметь я =- (0,7 ...

0,8) 10 '. Продувки натурных дельтапланов в аэродинамической трубе . визуализацией потока показали, что турбулиззция потока начинается вблизи передней кромки даже при небольших углах атаки. Это позволяет в первом приближении считать х, = О. В отличие от пластинки крыло имеет определенную толщину. Зто учитывается введением поправочного коэффициента Ч,. Величина его также зависит от координаты х, и от относительной олщииы профиля крыла (рис. 4.13). Здесь также допустимо ~рииять х, О. Чем большую о~носительную толщину имеет 7рофиль, тем выше значение коэффициента Ч,.

Физически уве~71чение толщины означает то, что помимо трения возникает "пзиость давлений перед крылом н за ним, и чем большую тол-гину имеет профиль, тем большая будет разность давлений, и следовательно, и сопротивление крыла. Коэффициенты 2с7 ~ Ч, практически не зависят от угла атаки. Для определения 'озффициеита лобового сопротивления собственно крыла необ'одимо задаться числом Рейнольдса и координатой х, (если она "тлична от нуля), по графикам на рис.

4.!2 и 4.13 определить -с7 и Ч, и по формуле вычислить коэффициент с«2с7Ч (4.9) Например, для )зе = 2.10', с»= 0,08 и х, = 0 находим 2сг —— 0,008; 71, = 1,3 и вычисляем с„= 0,008. 1,3 = 0,0104. 4.3.2. Расчет коэффициента с«е Крутка крыла вызывает дополнительное лобовое сопротивле""е. Оно обусловлено тем, что при общей нулевой подъемной силе подъемные силы отдельных участков крыла ие равны нулю.

Так, зб чвчвчв.то$сЬ-!а.зрЬ.гц — Самолет своими руками?.' р пг 4.3.3. Расчет коэффициента с, Для повышения жесткости каркас крыла подкрепляют тросовыми или ленточными расчалками, соединяющими элементы крыла с мачтой. Они не закрыты обшивкой и находятся в свободном потоке. Ряд деталей каркаса изготовлен из труб. Все онн являются источником дополнительного сопротивления Для рас. чета этого сопротивления необходимо определить площадь миде. левого сечения каждой такой детали 5мд — Й1, где! длина троса, трубы и т. д., а й — его поперечный размер. Затем необходимо определить коэффициент лобового сопротивления каждой детали Для некоторых деталей ои приводится в табл. 4.3.

Приведенные в таблице коэффициенты лобового сопротивлениЯ необходимо привести к площади крыла Б: 8 д !4.! О) Пример. Определить ковффнцнент лобового сопротивления мачты длнной !200 мм, выполненной нв трубы диаметром 32 мм н установленной на крыле плошадью 21 м'. Решение 1. По табл. 4.3 находим коэффициент лобового сопрогнвленна = 1,04. с« при отрицательной крутке консоли крыла создают отрицательную подъемную силу, а центральная часть — поло. жительную. Суммарная подь= емиая сила равна нулю.

Однако наличие противоположно направленных подъемный снл центральных и концевый сечений вызывает дополни.- !в прл тельное сопротивление. Оно Рнс. 4.14. Кочффнцнент лобового сонро. будет тем большим, чем боль. тнвленнн, обусловленный крутхой крыла ше угол круткн крыла. Оп- ределение влияния угла крутки иа коэффициент лобового сопротивления связано с большими трудностями. На рис.

4.14 приведена зависимость прироста коэффициента лобового сопротивления от максимального угла крутки крыла, полученная экспериментальным путем для крыльев серии «Славутича. Максимальные углы крутки прн нормальном нагружении крыла составляют 15 ... 20*. Это вызы. вает существенное увеличение коэффициента лобового сопрогивления. Он может в 3 .. 4 раза превышать коэффициент лобового сопротивления при отсутствии крутки.

В силу этого коэффициент лобового сопротивления крыла дельтаплаиа при нулевой подъемной силе оказывается в несколько раз больше аналогичного коэф. фициента жесткого иезакручеиного крыла самолета. тттттт.то$сЫа.зрЬ.ги — Самолет своими р Таблица 43 Оаееаачаааи Пророяородонннй Ь пооноо о 0,05 0,053 0,055 0,052 0.047 0.043 20 30 40 50 75 100 ярг моя п7рно~ — ~Я 1,04 1,04 1,04 1,05 25 50 75 100 Адооооонноя понто 0,4 0,3 0,27 0,25 ярое гЖ~йного поотеноя 0,62 0,57 0,55 0,55 2,0! 3,01 4,00 4.8.4.

Расчет коэффициента с Лобовое сопротивление подвесной системы зависит от ее формы, площади миделевого сечения, размеров отдельных деталей, от расположения пилонов, грузов и т. д. Подвесную систему мотодельтаплана обычно называют мототележкой. Пилот разме- 37 2. По формуле (4.5) имчиелием эначение коэффициента 0.032-1.2 1,04 — '' О.ОО!О. мачт ' 21 Аналогичным образом определяют коэффициенты лобового сопротивления других деталей. Указанные коэффициенты определяют при условии, что вектор скорости набегающего потока оставляет с осью трубы (троса) угол 90 . Если труба, трос или подкос расположены под другим углом, то полученный коэффициент необходимо умножить иа з1п Р, где Р— угол между осью трубы и вектором скорости потока.

»«»т»«.то$«Ыа.зрЬ.гв — Самолет своими руками? .' щается в ней, как правило, в положении сидя. Двухместная мото- тележка может выполняться в форме «дузт», когда пилоты располагаются рядом друг возле друга, либо в форме «тандем», когда пилоты сидят один за другим. В необходимых случаях вместо кресла второго пилота устанавливается грузовой контейнер. Мототележка шарнирно подвешивается к килевой балке крыла.

На дельтаплаие пилот может располагаться в вертикальном или горизонтальном положении. Первый случай относится к этапам взлета и посадки, второй — к этапу планирующего полета Очевидно, что переход пилота из вертикального в горизонтальное положение существенно уменьшает лобовое сопротивление подвески. Однако корпус пилота в обычной одежде даже в горизонтальном положении создает достаточно большое лобовое сопротивление. Для его уменьшения применяются различные устройства, улучшающие обтекание корпуса пилота.

Несколько наиболее распространенных вариантов подвесных систем и их коэффициенты лобового сопротивления приведены в табл. 4.4. ! . Двухместная мототележка открытого типа в варианте «дуэт». Она проста по конструкции, удобна для размещения пилотов и выполнения ими полетов, ио имеет чрезвычайно большое лобовое сопротивление (с' достигает 1,36) 2. Одноместная мототележка закрытого типа. Большая часть ее обьема закрыта обтекателем. Эта хорошо обтекаемая часть составляет более 50% миделя.

В результате ее собственный коэффициент лобового сопротивления уменьшается в 3 ... 5 раз. Остающиеся в потоке плохо обтекаемые детали (шасси, рулевая трапеция, пилон подвески и др.), а также корпус пилота имеют более высокое сопротивление (их коэффициент лобового сопротивления превышает 1). Тем ие менее применение даже такого обтекателя позволяет снизить общее лобовое сопротивление примерно вдвое. 3.

Подвеска типа <рыба». Используется пилотами дельтаплаиов. Корпус пилота заключается в специальный чехол из ткани, который прикрепляется к килевой балке. В свободном потоке находятся лишь голова н руки. «Рыба» позволяет снизить лобовое сопротивление примерно вдвое по сравнению с тем. когда пилот находится в обычной одежде.

4. Подвеска типа «фартук», Напоминает обычный фартук, прикрепляемый ремнями к крылу и помогающий пилоту занять в полете наиболее удобное горизонтальное положение. Разновидностью «фартука» является «кокон». Он закрывает и ноги пилота, улучшая их обтекание. «Кокон» вЂ” наиболее распространенный обтекатель пилотов-любителей. 5. Подвеска типа «сидячая». Пилот находится в положении сидя.

Коэффициент лобового сопротивления оказывается примерно таким же, как и на мототележке. за ттвттт.то$сЬ-)а.зрЬ.ги — Самолет своими ру Приведенные в табл. 4.4 козффициенты отнесены к площадям миделевого сечения 5;, указанным там же. Если площадь миделя иа проектируемом ЛА окажется Я„„д, а площадь крыла Я, то данный в таблице коэффициент необходимо умножить на отношение площадей, т.

е. Ы О в хо х и д *ОЬ ~ ~д ох 1 эьп х ах» й оса вс з о М о А о х х а в х и о О. ~а пдпа с =с, хпадв падв 5 14.1 1) Подвесная система ухудшает условия обтекания крыла и несколько увеличиваетлобовое сопротивление ЛА. Кроме того, ряд мелких деталей (болтовые соединения, муфты, тяги управления носовым колесом и т. д.) создают дополнительное сопротивление, учет которого связан с большими трудностямии. Эти виды лобового сопротивления относят к разряду неучтенного.Практика показывает, что коэффициент неучтенного лобового сопротивления обычно составляет с„=- 0,005 пувт 0 О1 Сложив в соответствии с формулой 14.3) все составляющие, получают козффициеит лобового сопротивления при нулевой подъеганой силе с„, всего ЛА.