Расчёт поляр для крейсерских режимов полёта.

4.1.Оценка крейсерских режимов полёта по числам М(Маха).

Для стреловидных крыльев с удлинением l > 3 М_кр. практически не зависит от удлинения и может быть определено по формуле

М_кр. = М_{кр.проф.} + D М_кр._c+ D М_кр._l,, где

М_{кр.проф.}- значение М_кр. профиля,

D М_кр._c- поправка, учитывающая влияние стреловидности крыла на М_кр.

D =0,04215

М_{кр.проф }=

DМ_кр._l= =0,003

Расчет зависимости М_кр сводим в табл.

Cya	0,000	0,100	0,200	0,300	0,400	0,500	0,600	0,700	0,800	0,900	1,000
Mкр.проф	0,758	0,745	0,723	0,694	0,660	0,622	0,579	0,533	0,483	0,430	0,374
∆Mкр.ҳ	0,042	0,042	0,042	0,042	0,042	0,042	0,042	0,042	0,042	0,042	0,042
∆Мкр.λ	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003
Мкр.	0,803	0,790	0,768	0,739	0,705	0,667	0,624	0,578	0,528	0,475	0,419

С помощью полученной зависимости можно определить, к какому скоростному диапазону относится данный самолет. Для этого необходимо на графике нанести точку, отвечающую расчетным значениям М_рас. и C_{ya рас.}.

_, где

m - расчетная масса самолета, принимается m = m_взл. - 0,5m_топл.; r_H -плотность воздуха на расчетной высоте; g - ускорение свободного падения

Т.к. точка A оказалась на кривой М_кр.= f(C_ya) значит мы имеем самолёт в трансзвуковой области.

4.2.Расчёт крейсерской поляры для трансзвукового самолёта.

Расчет крейсерской поляры несколько отличается от расчета вспомогательной поляры, отвечающей посадочной скорости и убранных шасси и механизации. Основное отличие заключается в том, что при крейсерских скоростях необходимо учитывать влияние сжимаемости воздуха, которое может быть учтено введением в формулу (14) при расчете коэффициентов сопротивления крыльевых элементов и тел вращения коэффициента h_M

C_{xа к}= 2C_f h_ch_{интерф.}h_M(*)

По сравнению с приведенными ранее формулами в зависимость (*) введен коэффициент h_M, учитывающий влияние сжимаемости на коэффициент трения. Для крыльевых элементов коэффициент h_M определяется по рис. в зависимости от относительной толщины профиля и числа М в предположении, что x_t=0.

Расчетная величина

Крыльевые элементы

Тела вращения

Крыло

гор. опер.

Вертик.опер.

фюзеляж

ганд. шас.

ганд. двиг.

Расч. размер

3,41

3,6

30,48

2,7

3,8

Число Re

16349315

17260274

1,46E+08

12945205

18219178

2Cf

0,006

0,0055

0,0053

0,005

0,0067

0,006

c, λф,λг.д.,λг.ш.

0,12

0,16

7,61

1,67

1,3

ηс

4,01

1,87

1,33

1,05

1,2

1,06

ηинтерф.

0,865

0,969

0,965

Сxak

0,020812

0,009966

0,006802

0,00525

0,00804

0,00636

79,01

17,93

12,15

15,9

8,1

7,85

число элементов n

NCxakSk

1,644348

0,178693

0,082648

0,083475

0,065124

0,049926

ΣnCxakSk

1,644348

0,178693

0,082648

0,083475

0,130248

0,099852

С_ха₀=1,03*S(n*C_xak*S_k)/S+0.012=0,030513

При построении крейсерской поляры следует также учесть, что кривая C_yа= f(а) в диапазоне крейсерских скоростей не является однозначной: производная C^α_yа=dC_yа/dα зависит от числа М.

В приближенных расчетах эту зависимость можно представить в виде , где C^α_yаM=0 - значение производной при М = 0 (несжимаемый поток)

Cya

-2

-1

0,08

0,16

0,24

0,32

0,4

0,48

0,56

0,64

0,7

0,112

M0,7

0,112

0,224

0,336

0,448

0,56

0,672

0,784

0,896

0,8

0,133

M0,8

0,133

0,267

0,4

0,533

0,667

0,8

0,933

1,067

0,85

0,152

M0,85

0,152

0,304

0,456

0,607

0,759

0,911

1,063

1,215

0,9

0,184

M0,9

0,184

0,367

0,551

0,734

0,918

1,101

1,285

1,468

0,95

0,256

M0,95

0,256

0,512

0,769

1,025

1,281

1,537

1,793

2,05

0,789

0,13

Mкр.

0,13

0,26

0,391

0,521

0,651

0,781

0,911

1,042

Построение поляр самолета на закритических числах М

Для расчета поляр самолета на закритических числах М, т.е. при М>M_кр., задаемся несколькими значениями C_ya в пределах 0 < C_ya < 1,0 и рассчитываем величину коэффициента сопротивления самолета для заданных чисел М по формуле

C_xa = C'_xa+ C_xa0_в_.+A C²_ya,

где C'_xa - коэффициент сопротивления самолета без волнового сопротивления берется из расчета крейсерской поляры для соответствующего значения C_ya; C_{xа0 в.} = C_{xа0 в.кр.}+ C_{xа0 в.ф.} - коэффициент волнового сопротивления самолета при C_ya = 0.

Определим коэффициент волнового сопротивления, для чего составим следующие таблицы:

Таблица 8

c=0,12

λ = 8,83

Х=25

μ=2,33

cosX

0,7

0,8

0,85

0,9

0,95

-2,364531

-1,724531

-1,2455

-0,86455

-0,49459

0,265

1,1945

2,3451

3,4546

Cxa в кр

0,0028

0,032

0,055

0,088

Коэффициент волнового индуктивного сопротивления крыла C_{xа i в.} рассчитывают по формуле C_{xа i в.} =А C²_yaили

C_x_а_i_в_.=25l_эф_.c^1/3 (M-M_кр_.)³ C_x_а_i.

Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа приближенно определяется зависимостью

;

где l_эф.ф. - эффективное удлинение фюзеляжа; D - величина, зависящая от параметра

Эффективное удлинение фюзеляжа определяют по формуле

 l_эф.ф. = l_н.ф. + l_ц.ф. + l_{xв. ф.},

где l_н.ф. - удлинение носовой части фюзеляжа; l_xв.ф. - удлинение хвостовой части фюзеляжа; l_ц.ф. - удлинение цилиндрической части фюзеляжа

l_н.ф=l_н.ф/D_мид

Аналогично и для l_ц.ф. l_{xв. ф.}, тогда

Таблица 9

M	0,7	0,8	0,85	0,9	0,95
Ko	-26,07	-18,40	-14,18	-9,71	-4,98
D	0	0	0	0	0
Cxa вр	0	0	0	0	0

Коэффициент волнового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе C_{xа0 в.}может быть рассчитан по формуле

Таблица 10

S=91,04м²		S_г _о=30,28 м²				Sмид=9,76 м²				S п ф=17,325 м²
M		0,7		0,8		0,85		0,9		0,95
Cxa ов кр*(1-Sпф/S)		0		0,0056		0,0526		0,0643		0,0872
Cxaо в ф		0		0		0		0		0
Cxao в		0		0,007		0,030		0,055		0,084
										Таблица 11
cosX	c=0,12		μ=2,3
M	0,7		0,8		0,85		0,9		0,95
K	-2,364531		-1,724531		-1,2455		-0,86455		-0,49459
Ao	0		0,0051		0,043		0,067		0,99
A	0		0,0022		0,019		0,029		0,066

M=0,7
α	-2	-1	0	1	2	3	4	5	6
Cya	0	0,09	0,18	0,27	0,36	0,45	0,54	0,63	0,72
C'ya	0	0,039	0,078	0,117	0,155	0,194	0,233	0,272	0,311
∆Cxap	0	3E-08	4E-07	1E-06	3E-06	6E-06	8E-06	9E-06	7E-06
C^2ya	0	0,008	0,032	0,073	0,13	0,203	0,292	0,397	0,518
Cxa0	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013	0,013
Cxai	0	4E-04	0,002	0,003	0,006	0,009	0,014	0,019	0,024
Cxa	0,013	0,014	0,015	0,017	0,019	0,023	0,027	0,032	0,038
К	0	6,579	12,15	16,15	18,58	19,75	20,03	19,75	19,16

α	-2	-1	0	1	2	3	4	5	6
Cya	0	0,12	0,24	0,36	0,48	0,6	0,72	0,84	0,96
C'ya	0	0,043	0,087	0,13	0,174	0,217	0,26	0,304	0,347
∆Cxap	0	4E-08	6E-07	2E-06	5E-06	7E-06	9E-06	8E-06	4E-06
C^2ya	0	0,014	0,058	0,13	0,23	0,36	0,518	0,706	0,922
Cxa0	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009
Cxai	0	7E-04	0,003	0,006	0,011	0,017	0,024	0,033	0,043
Cxa	0,023	0,023	0,025	0,029	0,033	0,039	0,047	0,056	0,066
К	0	5,152	9,48	12,55	14,36	15,19	15,35	15,08	14,59

M=0,85
α	-2	-1	0	1	2	3	4	5	6
Cya	0	0,13	0,26	0,39	0,52	0,65	0,78	0,91	1,04
C'ya	0	0,041	0,083	0,124	0,166	0,207	0,249	0,29	0,332
∆Cxap	0	4E-08	5E-07	2E-06	4E-06	7E-06	9E-06	9E-06	6E-06
C^2ya	0	0,017	0,068	0,152	0,27	0,423	0,608	0,828	1,082
Cxa0	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009
Cxai	0	8E-04	0,003	0,007	0,013	0,02	0,028	0,039	0,051
Cxa	0,042	0,043	0,046	0,05	0,055	0,063	0,071	0,082	0,094
К	0	3,014	5,706	7,861	9,406	10,39	10,91	11,1	11,04

M=0,9
α	-2	-1	0	1	2	3	4	5	6
Cya	0	0,165	0,33	0,495	0,66	0,825	0,99	1,155	1,32
C'ya	0	0,043	0,087	0,13	0,174	0,217	0,261	0,304	0,348
∆Cxap	0	5E-08	6E-07	2E-06	5E-06	7E-06	9E-06	8E-06	4E-06
C^2ya	0	0,027	0,109	0,245	0,436	0,681	0,98	1,334	1,742
Cxa0	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009	0,009
Cxai	0	0,001	0,005	0,011	0,02	0,032	0,046	0,062	0,082
Cxa	0,064	0,066	0,07	0,077	0,087	0,1	0,115	0,134	0,155
К	0	2,512	4,718	6,426	7,59	8,273	8,585	8,636	8,516

Дата добавления: 2022-07-02; просмотров: 100; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

⇐ Предыдущая 12

Мы поможем в написании ваших работ!