 |
Расчёт сетки закритических поляр
|
|
|
|
При числе Маха полёта большем критического числа Маха самолёта возникает дополнительное волновое сопротивление, вызываемое появлением скачков уплотнения. В таком случае общее сопротивление самолёта определяется как сумма волнового сопротивления и сопротивления на докритическом режиме полета:
Волновое сопротивление 
складывается из пассивного волнового сопротивления (при 
) и индуктивно-волнового, зависящего от коэффициента подъёмной силы 
, сопротивлений:
Тогда формула общего сопротивления самолёта принимает вид:
где 
-отвал поляры.
Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолёта вычисляется по приближенной формуле:
где 
-коэффициент волнового сопротивления крыла;
; 
-коэффициенты волнового сопротивления фюзеляжа и мотогондолы двигателя соответственно.
n-число мотогондолы двигателей.
; 
; 
; 
; 
Коэффициент волнового сопротивления крыла определяется следующим образом:
где 
-относительная площадь скользящей части крыла, определяется по номограмме.
-коэффициент волнового сопротивления прямого крыла.
-коэффициент волнового сопротивления скользящего крыла.
Эффективные значения числа Маха и относительной толщины профиля определяются по формулам:
Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа определяется по формуле:
Где 
-максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа для 
-функция переменной 
, снимается по графику.
Максимальный коэффициент волнового сопротивления вычисляют по формуле:
Переменная находится по формуле:
Где 
Тогда:
Где 
Расчёт коэффициента волнового сопротивления мотогондол проводится аналогично расчёту коэффициента 
для фюзеляжа. Результаты расчёта коэффициента волнового сопротивления сводят в таблицу 6 и определяют коэффициент лобового сопротивления.
|
|
|
Расчёт отвала поляры проводится в следующей последовательности. Определяется увеличение отвала поляры:
где 
- прирост отвала поляры прямого крыла, определяется по действительным значениям 
, 
, ;
- прирост отвала поляры скользящего крыла, определяется по эффективным значениям 
, 
, 
;
-эффективный коэффициент подъёмной силы крыла;
Получив значения увеличения отвала поляры 
, определяют полную величину отвала поляры:
Таблица 6 - Расчёт лобового сопротивления при нулевой подъёмной силе
| Величина | Число Маха | |||
| 0,70 | 0,75 | 0,80 | 0,85 | |
|
| 0,000 | 0,000 | 0,006 | 0,044 |
|
| 0,000 | 0,000 | 0,006 | 0,044 |
| 0,000 | 0,000 | 0,004 | 0,032 |
|
| -0,848 | -0,663 | -0,478 | -0,293 |
|
| 0,000 | 0,000 | 0,000 | 0,000 |
|
| 0,000 | 0,000 | 0,000 | 0,000 |
| 0,370 | 0,433 | 0,496 | 0,559 |
| 0,650 | 0,730 | 0,800 | 0,810 |
| 0,078 | 0,087 | 0,096 | 0,097 |
| 0,005 | 0,006 | 0,011 | 0,044 |
| 0,033 | 0,034 | 0,039 | 0,072 |
Таблица 7 - Расчёт отвала поляры при закритических числах Маха
| Число Маха |
| 
|
| 
|
|
|
| 
|
| 0,70 | 0,0000 | 0,0000 | 0,7895 | 0,6998 | - | - | - | 0,0127 |
| 0,1000 | 0,1128 | 0,7774 | 0,6890 | - | - | - | 0,0166 | |
| 0,2000 | 0,2256 | 0,7552 | 0,6694 | - | - | - | 0,0236 | |
| 0,3000 | 0,3385 | 0,7264 | 0,6439 | - | - | - | 0,0321 | |
| 0,4000 | 0,4513 | 0,6924 | 0,6137 | 0,0026 | 0,0021 | 0,0021 | 0,0416 | |
| 0,5000 | 0,5641 | 0,6537 | 0,5795 | 0,0153 | 0,0125 | 0,0120 | 0,0515 | |
| 0,6000 | 0,6769 | 0,6110 | 0,5416 | 0,0280 | 0,0230 | 0,0221 | 0,0616 | |
| 0,75 | 0,0000 | 0,0000 | 0,7895 | 0,6998 | -- | - | - | 0,0277 |
| 0,1000 | 0,1128 | 0,7774 | 0,6890 | - | - | - | 0,0314 | |
| 0,2000 | 0,2256 | 0,7552 | 0,6694 | - | - | - | 0,0380 | |
| 0,3000 | 0,3385 | 0,7264 | 0,6439 | 0,0085 | 0,0068 | 0,0066 | 0,0461 | |
| 0,4000 | 0,4513 | 0,6924 | 0,6137 | 0,0200 | 0,0161 | 0,0155 | 0,0551 | |
| 0,5000 | 0,5641 | 0,6537 | 0,5795 | 0,0318 | 0,0259 | 0,0249 | 0,0645 | |
| 0,6000 | 0,6769 | 0,6110 | 0,5416 | 0,0438 | 0,0360 | 0,0345 | 0,0740 | |
| 0,80 | 0,0000 | 0,0000 | 0,7895 | 0,6998 | 0,0041 | 0,0033 | 0,0031 | 0,0427 |
| 0,1000 | 0,1128 | 0,7774 | 0,6890 | 0,0088 | 0,0069 | 0,0067 | 0,0462 | |
| 0,2000 | 0,2256 | 0,7552 | 0,6694 | 0,0169 | 0,0134 | 0,0129 | 0,0524 | |
| 0,3000 | 0,3385 | 0,7264 | 0,6439 | 0,0266 | 0,0213 | 0,0206 | 0,0601 | |
| 0,4000 | 0,4513 | 0,6924 | 0,6137 | 0,0373 | 0,0301 | 0,0290 | 0,0685 | |
| 0,5000 | 0,5641 | 0,6537 | 0,5795 | 0,0484 | 0,0394 | 0,0379 | 0,0774 | |
| 0,6000 | 0,6769 | 0,6110 | 0,5416 | 0,0595 | 0,0489 | 0,0469 | 0,0865 | |
| 0,85 | 0,0000 | 0,0000 | 0,7895 | 0,6998 | 0,0238 | 0,0188 | 0,0181 | 0,0577 |
| 0,1000 | 0,1128 | 0,7774 | 0,6890 | 0,0281 | 0,0222 | 0,0215 | 0,0610 | |
| 0,2000 | 0,2256 | 0,7552 | 0,6694 | 0,0356 | 0,0283 | 0,0273 | 0,0669 | |
| 0,3000 | 0,3385 | 0,7264 | 0,6439 | 0,0447 | 0,0358 | 0,0345 | 0,0740 | |
| 0,4000 | 0,4513 | 0,6924 | 0,6137 | 0,0546 | 0,0441 | 0,0425 | 0,0820 | |
| 0,5000 | 0,5641 | 0,6537 | 0,5795 | 0,0649 | 0,0529 | 0,0508 | 0,0904 | |
| 0,6000 | 0,6769 | 0,6110 | 0,5416 | 0,0753 | 0,0619 | 0,0594 | 0,0989 |
|
|
|
Общее сопротивление самолёта сводят в таблицу 8.
Таблица 8 - Сводка лобовых сопротивлений самолёта
| Число Маха | Коэффициент подъёмной силы Суа | ||||||
| 0,0 | 0,1 | 0,2 | 0,3 | 0,4 | 0,5 | 0,6 | |
| Коэффициент лобовосопротивления Сxа | |||||||
| 0,70 | 0,0330 | 0,0332 | 0,0339 | 0,0359 | 0,0397 | 0,0459 | 0,0552 |
| 0,75 | 0,0340 | 0,0343 | 0,0355 | 0,0381 | 0,0428 | 0,0501 | 0,0607 |
| 0,80 | 0,0390 | 0,0395 | 0,0411 | 0,0444 | 0,0500 | 0,0584 | 0,0701 |
| 0,85 | 0,0720 | 0,0726 | 0,0747 | 0,0787 | 0,0851 | 0,0946 | 0,1076 |
По данным сводки лобовых сопротивлений самолёта строится сетка закритических поляр для диапазона чисел Маха полёта (Рисунок 4)
Рисунок 4 - Координаты точек закритической поляры
РАСЧЁТ ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛЯРЫ
При 
уравнение поляры имеет вид:
где 
-минимальный коэффициент лобового сопротивления самолёта
-коэффициент индуктивного сопротивления:
Где 
-коэффициент подъёмной силы, принимаемый для транспортных и пассажирских самолётов в пределах от 0,1 до 0,15 и для маневренных самолётов, принимается равным 0.
При расчёте взлётно-посадочной поляры будем принимать; что:
|
|
|
