150796 (Расчёт аэродинамических характеристик самолёта "T-30 KATANA"), страница 2

2. Расчёт и построение зависимостей c_ya(α) для различных режимов полёта

2.1 Расчёт и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы М_кр(с_уа)

Эта зависимость задаётся формулой:

Рисунок 2 — Зависимость критического числа Маха от режима полёта

2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости с_уа(α)

Эта зависимость строится для полёта на нулевой высоте при отсутствии экранного эффекта с убранными средствами механизации крыла на минимальной скорости полёта, которая находится по следующей формуле:

Ей соответствует число Маха:

Удлинение крыла данного самолёта достаточно велико (λ>4), и поэтому для нахождения теоретического наибольшего значения коэффициента подъёмной силы можно применить формулу:

Определяем три точки для построения графика с_уа(α):

И строим по этим трём точкам график зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, аппроксимируя её параболой в области больших углов атаки (рисунок 3 и рисунок 4, кривая 1).

Рисунок 3 — Вспомогательная зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.

2.3 Расчёт и построение взлётных кривых с_уа(α)

1) Во взлётном режиме закрылки выпущены под углом:

Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков , по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:

То есть на взлёте этот угол равняется:

Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле:

где - величина определяемая типом механизации крыла. Данный самолёт оснащён простым безщелевым отклоняемым закрылком, для которого . Для учёта влияния обдувки крыла винтом на подъёмную силу найдём сначала коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:

Зная данную величину, а также относительную площадь крыла, обдуваемую винтом, , по справочным данным определяем изменение максимального значения коэффициента подъёмной силы за счёт обдувки крыла винтом: .

Теперь можно вычислить максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли:

Исходя из найденных значений и неизменившейся величины , строим по аналогии со вспомогательной зависимостью с_уа(α) из пункта 2.2 взлётную кривую с_уа(α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 2).

2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:

А максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:

Находим фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние земли:

Тогда производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки с учётом экранного эффекта равна:

Используя найденные значения , строим взлётную кривую с_уа(α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 3).

2.4 Расчёт и построение посадочных кривых с_уа(α)

1) Во время посадки закрылки выпущены под углом:

Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков , по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:

То есть на посадке этот угол равняется:

Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле:

.

На посадке винт не влияет на подъёмную силу крыла. Тогда максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли равно:

Исходя из найденных значений и неизменившейся величины , строим посадочную кривую с_уа(α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 4).2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:

А максимальное значение коэффициента подъёмной силы в посадочной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:

Используя найденные значения , строим посадочную кривую с_уа(α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 5).

2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей c_ya(α)

Высота полёта расчётная Н=2500 м, скорость звука на этой высоте равна а_Н=330,6 м/с . Скорость полёта расчётная V=101,4 м/с , при этом число Маха равно:

М_расч=V/а_Н=0,31.

Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. При этом для различных чисел Маха зависимость c_ya(α) задаётся формулой:

Сводим в таблицу 2 параметры этой зависимости для нескольких чисел Маха.

Таблица 2.

И по этим данным строим крейсерские зависимости c_ya(α) (рисунок 5).

3. Расчёт и построение поляр самолёта

3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры

1) При построении данной поляры принимают, что закрылки убраны, высота полёта нулевая, экранный эффект отсутствует, скорость полёта минимальна (М=М_min).

2) Для нахождения профильного сопротивления фюзеляжа, сначала вычислим его число Рейносльдса:

Поскольку воздушный винт находится спереди, то весь фюзеляж обдувается турбулентным потоком, т.е. . Коэффициент сопротивления одной стороны плоской пластины в таком потоке при заданном числе Рейнольдса Re равен:

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Профильное сопротивления фюзеляжа как тела вращения определяют по формуле:

Далее учитываются конструктивные особенности фюзеляжа путём определения приращения коэффициента профильного сопротивления:а) из-за сужения кормовой части:

;

б) из-за её скошенности:

;

в) под влиянием фонаря кабины:

;

г) от установленного в носовой части ПД воздушного охлаждения:

Итак, коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа равен:

.

Вычислив его для

М=М_min и Н=0,

получаем: .

3) Для расчёта профильного сопротивления крыла найдём сначала его число Рейнольдса:

.

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления крыла находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

4) Для расчёта профильного сопротивления стабилизатора найдём сначала его число Рейнольдса:

.

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления стабилизатора находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

5) Для расчёта профильного сопротивления киля найдём сначала его число Рейнольдса:

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления киля находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

6) Рассматриваемый самолёт является среднепланом. Коэффициент интерференции для крыла и фюзеляжа среднеплана равен . Тогда приращение коэффициента профильного сопротивления крыла за счёт его взаимодействия с фюзеляжем равно:

для М=М_min и Н=0

7) Стабилизатор установлен вверху кормовой части фюзеляжа, а значит, коэффициент их интерференции равен . Тогда приращение коэффициента профильного сопротивления стабилизатора из-за его взаимодействия с фюзеляжем равно:

для М=М_min и Н=0 .8) Учтя вклад всех местных источников сопротивления: антенны, выхлопных патрубков, стыков между листами обшивки, щелей между крылом (оперением) и управляющими поверхностями - получаем следующее приращение к коэффициенту сопротивления, не зависящее от М, Н, и α:

9) Вспомогательная поляра строится при отсутствии тяги двигателя. При этом коэффициенты торможения потока для крыла, стабилизатора и киля равны:

10)

Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:

Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:

11) Рассчитаем теперь индуктивное сопротивление самолёта, для чего найдём коэффициент отвала поляры: