Расчет и построение крейсерских кривых

Расчет и построение крейсерских кривых суа=f(α,М)

Расчеты крейсерских кривых проводят для полетной конфигурации самолета, когда шасси и средства механизации убраны, высота полета расчетная Нрасч. Расчет крейсерских кривых производится для чисел Маха: М = 0; 0,7; 0,8; 0,85; 0,894; 0,95, по формулам:

;

При α0 = ‒ 0,9° суа = 0 ‒ точка 1.

М = 0

α = 5º ‒ точка 2

М= 0,7

α = 5º ‒ точка 2

М = 0,8

α =5º ‒ точка 2

М = 0,85

α =5º ‒ точка 2

М расч = 0,894

α =5º ‒ точка 2

М = 0,95

α =5º ‒ точка 2

Таблица 3 – Расчет крейсерских кривых суа=f(α, М)

М 0 0,7 0,8 0,85 Мрасч = 0,894 0,95

0,0727 0,1018 0,1212 0,138 0,1623 0,2328

0,4289 0,6006 0,7149 0,8142 0,9573 1,3737

Расчет и построение крейсерских поляр

Расчет производится для полетной конфигурации самолета и расчетной высоты для тех же чисел Маха и коэффициентов подъемной силы, что и для крейсерских кривых суа= f(α) по формуле:

cха= схо+ сxi + схв.

Расчет поляр производится при суа = 0; 0,1; 0,2;…0,7, т.е при малых углах атаки, поэтому значением Δсхр пренебрегают. Так как самолет турбореактивный, расчет производят для чисел Маха: 0; 0,7; 0,8; 0,847; 0,9; 0,95.

Коэффициент сх0 определяется для каждого значения числа Маха.

сх0 ,

где Хк= n(2сf ηc ηм ηинт)Sк

где Sк – площадь k–го элемента, м2 ;

Коэффициент ηинт учитывает взаимное влияние (интерференцию) частей самолета при обтекании воздушным потоком мест их сочленения. Для сочленения крыла с фюзеляжем

Для низкоплана с фюзеляжем круглого сечения Кинт = 0,25;

.

Для сочленения остальных элементов ηинт =1.

Выбирается для фонаря кабины пилотов схк = 0,007.

Определяются характерные площади элементов Sк.

Для крыльевых элементов Sк принимается равной площади соответствующего элемента в плане, а для тел вращения – равной половине смоченной поверхно¬сти соответствующего элемента

Для фюзеляжа

Для гондолы двигателя

Для фонаря кабины пилотов за характерную площадь принимается площадь миделевого сечения фюзеляжа

Вычисляется постоянный множитель: S’= nηcηинт S

S’кр = 1∙1,375∙0,9742∙237,553 = 318,2082 м2

S’го = 1∙1,32∙45,577 = 60,1616 м2

S’во = 1∙1,32∙27,622 = 36,461 м2

S’п = 4∙1,32∙2,685 = 14,1768 м2

S’ф = 1∙1,08∙174,821 = 190,5549 м2

S’гд = 4∙1,32∙13,909 = 73,4395 м2

Для числа Маха М = 0 определяется число Рейнольдса Re и коэффициент сопротивления эквивалентной плоской пластины 2cf (по рис. 17) на и коэффициент ηм (по рис. 19) при Нрасч = 11000 м и минимальной скорости полета.

Минимальная скорость горизонтального полёта

– полётный вес самолёта, Н;

– плотность воздуха на высоте Нрасч;

– кинематический коэффициент вязкости воздуха на высоте Нрасч

l – линейный размер рассматриваемого элемента, измеренный вдоль потока (для крыльевых элементов – хорда; для тел вращения – фюзеляж, гондола и т.п. – длина).

Крыло:

Горизонтальное оперение:

Вертикальное