Главная | Обратная связь | Поможем написать вашу работу!
МегаЛекции

Изменение коэффициента вредного сопротивления ЛА по углу атаки




 
-10 0,075 0,656   -0,0167 0,564
-9 0,0625 0,643   -0,0208 0,560
-8 0,05 0,631   -0,025 0,556
-7 0,0375 0,618   -0,0208 0,560
-6 0,0313 0,612   -0,0167 0,564
-5 0,025 0,606   -0,0125 0,568
-4 0,0188 0,599   -0,0063 0,574
-3 0,0125 0,593   0 0,581
-2 0,0083 0,589   0,0083 0,589
-1 0,0063 0,587   0,0167 0,597
  0 0,581   0,025 0,606
  -0,0063 0,574   0,0375 0,618
  -0,0125 0,568   0,05 0,631

 

 

2.Построение зависимости крыла

Исходными данными для построения зависимости служат значения , и . Построение выполняется в следующем порядке.

1. Строится прямолинейный участок кривой при . Для этого берется величина и находится соответствующее ему значение

 

1. Далее проводится построение кривой в нелинейной зоне. Для этого проводится прямая до пересечения с абсциссой , соответствующей углу (рис. 8).

 

2. Находится критический угол атаки и достраивается кривая, как показано на рис. 8. Начало кривой , отступающей от линейного закона, в среднем соответствует значению .

3. Строится кривая для заданного значения . Для этого находится скос потока крыла конечного удлинения при найденном значении

Где – поправка для крыльев неэллиптической формы в плане.

Значения константы для крыльев различной формы приведены в таблице 11

5. Находится истинный угол атаки крыла конечного удлинения при расчетном значении (

 

 

Расчёт поляры крыла

Коэффициент лобового сопротивления крыла определяется как сумма

Где:

- приращение коэффициент профильного сопротивления вызываемое увеличением ,

- коэффициент индуктивного сопротивления,

- минимальный коэффициент лобового сопротивления, в первом приближении принимается равным сумме:

Где: - минимальное значение коэффициент сопротивления по поляре профиля. Для современных профилей можно принять ;

- сумма коэффициентов дополнительных вредных сопротивлений;

- площадь крыла, занятая фюзеляжем.

Коэффициент , учитывающий интерференцию между крылом и фюзеляжем, принимается равным:

при схеме низкоплана для фюзеляжа круглого сечения – 0,25, для фюзеляжа овального сечения – 0,50, для фюзеляжа с прямыми стенками – 0,60, при схеме среднеплана и высокоплана – 0,85.

Для учёта интерференции моторных гондол и крыла участки крыла, занятые гондолами, из площади не вычитаются.

 

Приращение коэффициента профильного сопротивления является функцией отношения

Где: - относительный коэффициент подъемной силы при , что соответствует безударному обтеканию передней кромки профиля.

- максимальный коэффициент подъемной силы.

Cyopt=0

Коэффициент индуктивного сопротивления крыла заданной формы в плане с учётом влияния фюзеляжа и моторных гондол можно определить по формуле

;

Где: - сумма площадей подфюзеляжной части крыла

Коэффициент определяется по графикам Значения на линейном участке кривой задаются. Результаты расчёта заносятся в таблицу.

Расчёт поляры крыла конечного удлинения

 

Cy   0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6
Cy-Cyопт   0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6
Cy_   0,0769231 0,1538462 0,230769 0,3076923 0,38461538 0,461538
ΔCxp       0,0008 0,0014 0,002 0,0028
(Cy)^2   0,01 0,04 0,09 0,16 0,25 0,36
Cxi   0,000688 0,002752 0,006192 0,011008 0,0172 0,024768
Cxk 0,007918 0,008606 0,01067 0,01491 0,020326 0,027118 0,035486
cy/cxk   11,6198 18,744142 20,12072 19,679229 18,4379379 16,90808

 

0,7 0,8 0,9   1,1 1,2 1,3
0,7 0,8 0,9   1,1 1,2 1,3
0,538462 0,6153846 0,6923077 0,7692308 0,8461538 0,9230769  
0,004 0,006 0,0072 0,0087 0,011 0,014 0,018
0,49 0,64 0,81   1,21 1,44 1,69
0,033712 0,044032 0,055728 0,0688 0,083248 0,099072 0,116272
0,04563 0,05795 0,070846 0,085418 0,102166 0,12099 0,14219
15,34078 13,805004 12,703611 11,707134 10,766791 9,9181751 9,1426964

По данным расчёта строится поляра крыла с разметкой углов атаки и определяется максимальное качество крыла

Построение поляры ЛА.

Коэффициент сопротивления летательного аппарата , зависящий от коэффициента подъемной силы , в диапазоне изменения от 0 до определяется по формуле:

Где - коэффициент вредного сопротивления ненесущих частей ЛА, зависящих от угла атаки фюзеляжа и отнесенный к площади .

=

Значения коэффициента определяются по графику (таблица 10), где . Здесь - угол заклинения крыла относительно фюзеляжа.

– коэффициент лобового сопротивления крыла. Значения коэффициента определяются по поляре крыла (таблица 12).

Результаты расчёта записываются в таблицу 13, с помощью которой строится поляра ЛА . Разметка углов атаки на поляре делается с помощью кривой )(рис. 8).

Расчёт поляры летательного аппарата

Cy   0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6
α 0,000 1,406 2,812 4,218 5,625 7,031 8,437
αф -5 -3,593839 -2,187679 -0,78152 0,6246429 2,03080357 3,436964
Cxвр 0,606 0,595 0,59 0,587 0,574 0,568 0,563
Схвр_ 0,053844 0,0528889 0,0721111 0,071744 0,0701556 0,06942222 0,068811
Cxk 0,007918 0,008606 0,01067 0,01491 0,020326 0,027118 0,035486
Cx 0,08061 0,0811 0,0827811 0,086654 0,0904816 0,09654022 0,104297
cy/cx   1,6261514 2,4160101 3,462027 4,4207905 5,17918841 5,752796

 

0,7 0,8 0,9   1,1 1,2 1,3
9,843 11,249 12,655 14,062 15,468 15,524 18,284107
4,843125 6,2492857 7,6554464 9,0616071 10,467768 10,524 13,284107
0,556 0,56 0,564 0,574 0,581 0,589 0,606
0,067956 0,0684444 0,0689333 0,0701556 0,0710111 0,0719889 0,0740667
0,04563 0,05795 0,070846 0,085418 0,102166 0,12099 0,14219
0,113586 0,1263944 0,1397793 0,1555736 0,1731771 0,1929789 0,2162567
6,162755 6,3293921 6,4387201 6,4278276 6,3518787 6,2182968 6,0113754

Качество

Литература

1. Методическое пособие к курсовой работе «Аэродинамический расчет вертолета» Часть 1, М., МАИ, 2007.

2. Игнаткин Ю.М. Аэродинамика элементов вертолета. М., МАИ, 1987.

3. Игнаткин Ю.М. Конспект лекций по курсу «Аэродинамический расчет вертолета». М., МАИ, 1975.

Поделиться:





Воспользуйтесь поиском по сайту:



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