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;
Sмм – 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
| № | ||||||||||||||
| aф | -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