 |
Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления мотогондолы
|
|
|
|
Пассивное сопротивление мотогондолы определяется, как для фюзеляжа, изменяется лишь величина дополнительного сопротивления
-принимается из диапазона 0,01..0,02
где 
-коэффициент суммарного сопротивления трения плоской пластинки при 
, находящейся в зависимости от числа Рейнольдса:
Расчёт минимального коэффициента лобового сопротивления пилона
Для пилонов за величину минимального коэффициента лобового сопротивления 
принимают профильное сопротивление. Расчёт ведется по формуле, как и для крыла:
Пассивное сопротивление самолёта
Пассивное сопротивление самолёта складывается из пассивных сопротивлений его частей, для этого составляют сводку лобовых сопротивлений в виде таблицы 9.
Величина пассивного сопротивления рассчитывается по формуле:
Таблица 9 - Сводка лобовых сопротивлений
| Наименование части самолёта | Кол-во n, шт. | Площадь в плане или миделя  , 
| Коэффициент лобового сопротивления
| 
| 
|
| Крыло | 115,3 | 0,0055 | 0,6342 | 24,05 | |
| Фюзеляж | 12,254 | 0,0570 | 0,6985 | 26,49 | |
| Г. О. | 36,01 | 0,0083 | 0,2989 | 11,34 | |
| В. О. | 21,44 | 0,0082 | 0,1758 | 6,67 | |
| Мотогондолы | 3,743 | 0,1070 | 0,8010 | 30,38 | |
| Пилон | 2,252 | 0,0063 | 0,0284 | 1,08 | |
| 2,6367 |
Расчёт координат взлётно-посадочной поляры
Максимальный коэффициент подъёмной силы, до которого строится поляра определяется как:
где 
-коэффициент, показывающий зависимость максимального коэффициента подъёмной силы от удлинения крыла и числа Маха полета (профиль NACA-4412);
-коэффициент, зависящий от сужения крыла;
-угол стреловидности крыла по передней кромке, град.
Координаты точек поляры определяются по формуле:
Где 
-коэффициент подъёмной силы
Расчёт координат оформляется в виде таблицы 10.
|
|
|
Таблица 10 - Координаты точек взлётно-посадочной поляры
| Cya | 0,000 | 0,100 | 0,200 | 0,300 | 0,400 | 0,500 | 0,600 | 0,700 | 0,800 | 0,900 | 1,000 | 1,100 | 1,200 |
| Cxa | 0,0247 | 0,0240 | 0,0242 | 0,0251 | 0,0269 | 0,0294 | 0,0327 | 0,0368 | 0,0417 | 0,0474 | 0,0539 | 0,0612 | 0,0692 |
По полученным точкам строится взлётно-посадочная поляра (Рисунок 5). Верхняя часть поляры от точки 
до 
строится методом ручной аппроксимации. Точка поляры определяется по формуле:
Рисунок 5 - Координаты точек взлётно-посадочной поляры
ВЗЛЁТНОЕ-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЁТА
Расчёт характеристик подъёмной силы
Немеханизированное крыло
Из графических зависимостей для выбранного профиля крыла (NACA-4412) определяется производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки:
где 
Определяется производная 
для крыла конечного размаха:
Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки строится по уравнению:
где 
- угол нулевой подъёмной силы, выбираемый из характеристик профиля крыла, град.
Кривая 
состоит из двух основных участков. Линейный участок кривой проводится через две точки до значения 
-первая точка.
-вторая точка.
Криволинейный участок изображается приближенно от руки до значения 
для взлётно-посадочного режима.
Механизированное крыло
Кривая рассчитывается для крыла с выпущенной механизацией для двух режимов: взлёта и посадки. Предельные значения хорды и типичные углы отклонения механизации, полученные на основе статических исследований современных самолётов, сведены в таблицу 11.
Таблица 11 - Предельные значения хорд и типичные углы отклонения механизации
| Тип механизации | Относительно хорда закрылка 
| Типичные углы отклонения закрылков 
| |
| Взлёт | Посадка | ||
| Двух щелевой выдвижной закрылок | 0,40 |
При взлёте
Величина прироста угла нулевой подъёмной силы определяется по формуле
где 
; 
– зависимости производной от угла отклонения и относительной хорды закрылка при взлёте и посадке соответственно.
|
|
|
– относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылком;
-стреловидность крыла в области закрылка по линии 1/4 хорд, град.
В случае, когда крыло имеет излом по задней кромке, определяют 
для каждой секции закрылка и суммируют полученные значения:
; 
; 
Тогда:
Таким образом, угол нулевой подъёмной силы для механизированного крыла определяется по формуле:
где
Максимальный коэффициент подъёмной силы определяется как 
от величины прироста 
на линейном участке:
где 
Тогда:
Построение кривой при отклоненной на определенный угол 
механизации ведется до значения 
, определяемое как:
где 
-максимальный коэффициент подъёмной силы немеханизированного крыла на взлёте и посадке.
-максимальный коэффициент подъёмной силы обусловленный применением механизации.
Влияние предкрылка выражается в приращении значения максимального коэффициента подъёмной силы на величину:
где 
Тогда:
Таким образом, максимальный коэффициент подъёмной силы крыла с выпущенными механизацией и предкрылками определяется формулой:
При посадке
Величина прироста угла нулевой подъёмной силы определяется по формуле
где 
; 
- зависимости производной от угла отклонения и относительной хорды закрылка при взлёте и посадке соответственно.
-Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылком;
- стреловидность крыла в области закрылка по линии 1/4 хорд, град.
В случае, когда крыло имеет излом по задней кромке, определяют для каждой секции закрылка и суммируют полученные значения:
;
;
Тогда:
Таким образом, угол нулевой подъёмной силы для механизированного крыла определяется по формуле:
где
Максимальный коэффициент подъёмной силы определяется как от величины прироста на линейном участке:
где 
Тогда:
Построение кривой при отклоненной на определенный угол механизации ведется до значения , определяемом как:
где -максимальный коэффициент подъёмной силы немеханизированного крыла на взлёте и посадке.
-максимальный коэффициент подъёмной силы обусловленный применением механизации.
Влияние предкрылка выражается в приращении значения максимального коэффициента подъёмной силы на величину:
|
|
|
где
Тогда:
Таким образом, максимальный коэффициент подъёмной силы крыла с выпущенными механизацией и предкрылками определяется формулой:
Влияние близости земли
Близость Земли также оказывает влияние на взлётно-посадочные характеристики самолёта. Оно сводится к увеличению на линейном участке и уменьшению 
.
Сначала необходимо определить относительное расстояние от задней кромки закрылка до поверхности Земли.
Относительное расстояние от задней кромки закрылка до поверхности Земли определяется по формуле:
При взлёте 
При посадке 
где 
-расстояние от задней кромки закрылка до поверхности Земли, м.
-средняя хорда крыла на участке, обслуживаемом закрылком, м.
С помощью определяется из графика прирост коэффициента подъёмной силы близи Земли при взлёте 
, а при посадке 
Уменьшение максимального коэффициента подъёмной силы оценивается формулой:
-максимальный коэффициент подъёмной силы вдали от Земли.
При взлёте 
где
При посадке 
где
|
|
|
