Лобовое сопротивление фюзеляжа




Условные обозначения

m – взлетная масса ЛА;

N max – максимальная мощность двигателей, л.с.;

N – мощность, подводимая к пропеллеру, л.с.;

V р – расчетная скорость ЛА при определении его лобового сопротивления;

nS – обороты несущего винта;

S кр – площадь крыла;

λ – удлинение крыла;

η – сужение крыла;

Cy max–максимальный коэффициент подъемной силы крыла заданного удлинения;

α – угол атаки профиля крыла, отсчитываемый от геометрической хорды;

α0– угол атаки профиля крыла при Су = 0;

α ф – угол атаки фюзеляжа, отсчитываемый от его строительной горизонтали;

λ= - производная от коэффициента подъемной силы Су крыла по углу атаки αв радианной мере при λ = ∞;

L ф – длина фюзеляжа, м;

S мф –площадь миделя фюзеляжа, м;

L м – длина мотогондолы, м;

d м – диаметр входного отверстия воздухозаборника, м;

d к– диаметр колеса шасси, м;

а к – ширина колеса шасси, м;

l i – длина стойки (подкоса) шасси, м;

d i – ширина (диаметр) стойки шасси, м;

– соотношение между геометрическими размерами поперечного сечениястоек шасси;

βi– угол наклона стойки (подкоса) шасси;

Sго – площадь горизонтального оперения, м2;

Sво – площадь вертикального оперения, м2;

м – площадь миделя мотогондолы, м2.


 


Вариант работы 2

ЛА № 2
Вариант № 1
N л.с. 1000
V км/час 450
ns об.сек 22
H м 2000

таблица №2




Расчет сводки лобовых сопротивлений ненесущих элементов ЛА

Лобовое сопротивление фюзеляжа

Методика определения коэффициента лобового сопротивления фюзеляжей предпола-

гает полностью турбулентный пограничный слой 0 Т х =. В ней не предусматривается учет

влияния числа Рейнольдса (Re) и отсутствует учет влияния сжимаемости, поскольку ско-

рость полета современных СВВП невелика.

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа ЛА любой схемы, может быть под-

считан по следующей формуле:

где:

Cx f - коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса,

равном числу Рейнольдса фюзеляжа;

С η - коэффициент учитывающий переход от коэффициента поверхностного трения

плоской пластинки к коэффициенту сопротивления фюзеляжа;

ф F - площадь полной поверхности фюзеляжа;

мф S - площадь миделевого сечения фюзеляжа;

ΔCx ф - увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, обусловленноетем, что действительный фюзеляж отличается от обтекаемого тела вращения из-за установкина нем двигателя и наличия различных надстроек самой разной формы, мидель которых

трудно выделить из миделя фюзеляжа.

1)Определяется число Re фюзеляжа

V р = - скорость полета,

L ф = - полная длина фюзеляжа,

ν = - коэффициент кинематической вязкости воздуха.

Re=

2. Определение коэффициента трения поверхности плоской пластинки Cx f.

Cxf =

3. Вычисление удлинения фюзеляжа λф

Lф= - полная длина фюзеляжа

Sмф = - площадь миделевого сечения фюзеляжа

λф=

4)коэффициент отличия сопротивления фюзеляжа от коэффициента поверхностного трения плоского пластинки ήс =

5)полная поверхность фюзеляжа Fф

Fф = 2,85 * Lф*

Lф = - длина боковой поверхности фюзеляжа

Sмф= - площадь проекции фюзеляжа при видев плане

Fф =

6) учет влияния фонаря кабины летчика на коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа ∆Схф =

7)коэффициент суммарного лобового сопротивления фюзеляжа

Cxf = - коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса,равном числу Рейнольдса фюзеляжа;

ηС = - коэффициент, учитывающий переход от коэффициента поверхностного тренияплоской пластинки к коэффициенту сопротивления фюзеляжа;

Fм= - площадь полной поверхности мотогондолы;

Sмф = - площадь миделевого сечения мотогондолы.

∆Схф = - увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, обусловленное тем, что действительный фюзеляж отличается от обтекаемого тела вращения из-за установки на нем двигателя и наличия различных надстроек самой разной формы, мидель которых трудно выделить из иделя фюзеляжа.

Схф =

Лобовое сопротивление мотогондол

Коэффициент лобового сопротивления гондолы двигателя:

Cxf - коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса, равном числу Рейнольдса фюзеляжа;

ηС - коэффициент, учитывающий переход от коэффициента поверхностного трения плоской пластинки к коэффициенту сопротивления фюзеляжа;

Fм - площадь полной поверхности мотогондолы;

Sмм - площадь миделевого сечения мотогондолы.

Cxf=

Лобовое сопротивление шасси

Лобовое сопротивление неубирающегося или неубранного шасси аппарата определяется как сумма сопротивлений колёс, стоек и подкосов или полозков (в полозковом шасси).Лобовое сопротивление стоек и подкосов определяется как сумма CxS сопротивленийцилиндров, установленных под различными углами к набегающему потоку.Коэффициент лобового сопротивления цилиндра с круглым основанием при изменении угла его обдувки в диапазоне β = 0 … 60° (рис. 4) можно определить по формуле:

,

Cx0 - коэффициент лобового сопротивления цилиндра при β = 0.

Стойки и подкосы основных опор шасси без обтекателей.

1) Лобовое сопротивление стоек главного шасси

1.1 определение числа Re цилиндра

d =- диаметр поперечного сечения цилиндра,

Vp = - скорость полета ЛА,

Ν = - коэффициент кинематической вязкости

Re=

1.2 Коэффициент лобового сопротивления цилиндра при β = 0

Схо =

1.3 Коэффициент лобового сопротивления цилиндра с круглым основанием при изменении угла его обдувки:

При β1 = 0 град:

Схβ =

S1 =

2) Лобовое сопротивление подкосов главного шасси:

2.1 определение числа Re цилиндра

Re =

2.2 Коэффициент лобового сопротивления цилиндра при β = 40

Схо=

2.3 Коэффициент лобового сопротивления цилиндра с круглым основанием при изменении угла его обдувки:

При β2 = 40 град:

Схβ =

S1 =

3) Лобовое сопротивление задней стойки шасси

3.1 Определение числа Re цилиндра

Re=

3.2Коэффициент лобового сопротивления цилиндра при β = 0

Схо=

3.3Коэффициент лобового сопротивления цилиндра с круглым основанием при изменении угла его обдувки:

При β3 = 40 град:

Схβ =

S1 =

4) Лобовое сопротивление колес

4.1 Колеса главного щасси

Схосн= - коэффициент лобового сопротивления колес

Sосн= - площадь колес основной опоры шасси

4.2 Колеса заднего шасси

Схзад= - коэффициент лобового сопротивления колес

Sзад = - площадь колес основной опоры шасси

 

 

5) Лобовое сопротивление отдельных частей ЛА

Вращающаяся втулка ТВ:

Сх =

R=

Fs = π * R2 = π*2=

CxSi =

 


Сводка лобовых сопротивлений ЛА
Наименование элементов ЛА коэф. Сопротивления Мидель характерного сечения Cxi*Si
  фюзеляж      
  Мотогондолы      
  Втулка БВ      
  Втулка НВ      
  ГО      
  ВО      
  Стойки Гл.Шасси      
  Подкосы Гл.Шаси      
  Колеса перед.      
  Стойки Пер.Шасси      
  Антенны      
  колеса осн.      
  итого      

Лобовое сопротивление ЛА при а ф = 0

1) Коэффициент вредного сопротивления ЛА при а = 0

Сх вр0=

2) Площадь эквивалентной вредной пластинки:

σвр=

3) Вертолетный коэффициент сопротивления ненесущих элементов Сх, относительно к суммарной площади дисков несущих винтов:

Схвр=

Учет изменения лобового сопротивления ЛА по углу атаки

                           
-10 -8 -6 -4 -2                  
Схвр0 0,47630827 0,476308 0,476308 0,476308 0,476308 0,47630827 0,476308 0,476308 0,476308 0,476308 0,476308      
DСхa 0,15 0,13 0,075 0,05 0,025 0,01 0,025 0,05 0,075 0,13 0,15      
Схвр 0,62630827 0,606308 0,551308 0,526308 0,501308 0,48630827 0,501308 0,526308 0,551308 0,606308 0,626308      

 


 


Расчет зависимости Су (а) крыла

Исходные данными для построения зависимости Су (а) служат а о, Сумах и а . построение выполняется в следующем порядке.

1. Строится прямолинейный участок кривой Су(а) при λ=∞. Для этого берется величина Су=0,8 Сумах и находятся соответствующее значение а

Су=

а =

2. Далее проводится построение кривой Cy(α) в нелинейной зоне. Для этого проводится прямая до пересечения с абсциссой Cymax, соответствующей углу α′ (рис. 8).

а’=

3. Находится критический угол атаки αкр = α′ + 1,5° и достраивается кривая, как показано на рис. 8. Начало кривой Cy(α), отступающей от линейного закона, в среднем соответствует значению Cy/Cymax = 0,8.

а кр=

4. Строится кривая Cy = f(α)для заданного значения λ. Для этого находится скос потока крыла конечного удлинения при найденном значении Cy

τ - поправка для крыльев неэллиптической формы в плане.

Значения константы (1+τ)/π для крыльев различной формы приведены в таблице.

Значения константы (1+τ)/π для крыльев различной формы в плане

 

Форма крыла в плане (1+τ)/π
Эллипс 0,318
Трапеция 0,318
Прямоугольник 0,375
Концы крыла скошены назад 0,368
Концы крыла закруглены 0,365
Ромб 0,363

 

Находится истинный угол атаки крыла конечного удлинения при расчетном значении Cy

а = а+∆а

Строим кривую Cy(α) при конечном удлинении так же, как и для λ = ∞ (рис. 8).


 


График зависимости коэффициента подъемной силы Су крыла от угла атаки а



Расчет поляры крыла

Коэффициент лобового сопротивления крыла Сxk определяется как сумма

ΔСхр - приращение коэффициента профильного сопротивления, вызываемое увеличением Су;

Cxi - коэффициент индуктивного сопротивления,

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

Схр0 – минимальное значение коэффициента сопротивления по поляре профиля. Для

современных профилей можно принять Схр0=0.008;

ΣΔСxp= - сумма коэффициентов дополнительных вредных сопротивлений;

Sкр ф = - площадь крыла, занятая фюзеляжем.

Кинт=учитывающий интерференцию между крылом и фюзеляжем, при-

нимается равным:

Приращение коэффициента профильного сопротивления ΔСxp является функцией отношения

Cyopt - оптимальный коэффициент подъёмной силы при Cxp = Cxp0, что соответствует безударному обтеканию передней кромки несимметричного профиля крыла.

Cymax - максимальный коэффициент подъёмной силы.

Если коэффициент Cyopt профиля неизвестен,то приближенно его можно принять равным 0.25, за исключением симметричных профилей,для которых Cyopt = 0.

Суопт=

Су=

Сумах=

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

Si - сумма площадей подфюзеляжной части крыла и частей крыла занятых гондолами.

Коэффициент δ определяется по графикам δ=f(η, λ, lц) на рис. 10. Значения Су на линейном участке кривой Cy = f(α) задаются. Результаты расчета заносятся в таблицу

 


 


Расчет поляры крыла конечного размаха

Су   0.1 0.2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9   1,1 1,2 1,3 1,4 1,5
Су −Суopt                                
Cy                                
ΔCxp                                
Cy2                                
Cxi                                
Cxk                                

 


 


ГРАФИКИ


 

Построение поляры ЛА

 


 

 



Поделиться:




Поиск по сайту

©2015-2024 poisk-ru.ru
Все права принадлежать их авторам. Данный сайт не претендует на авторства, а предоставляет бесплатное использование.
Дата создания страницы: 2018-02-25 Нарушение авторских прав и Нарушение персональных данных


Поиск по сайту: