Главная | Обратная связь | Поможем написать вашу работу!
МегаЛекции

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

Поделиться:





Воспользуйтесь поиском по сайту:



©2015 - 2024 megalektsii.ru Все авторские права принадлежат авторам лекционных материалов. Обратная связь с нами...