Коефіцієнт лобового опору компонування літака, симетричного відносно площини X0Z (
) При кутах атаки
для літака з крилом малого подовження,
для літака з крилом великого подовження, визначається як сума коефіцієнтів лобового опору при нульовій підйомної силі -
і індуктивного опору
:.
коефіцієнт
розраховується за формулою:
- коефіцієнти лобового опору з урахуванням інтерференції фюзеляжу з крилом, горизонтальним і вертикальним оперенням;
-коефіцієнт, що враховує додатковий опір, обумовлене технологічними нерівностями поверхні (стикувальні вузли, люки, подряпини).
= 0.003 ... 0.004;
К - поправочний коефіцієнт, що уточнює формулу на невраховані фактори,
- коефіцієнт індуктивного опору літака,
де А - коефіцієнт відвалу поляри,
- коефіцієнт підйомної сили літака.
Визначення коефіцієнта лобового опору фюзеляжу при нульовій підйомної силі.
Коефіцієнт лобового опору фюзеляжу літака при нульовій підйомної силі
відрізняється від відповідного коефіцієнта ізольованого фюзеляжу
збільшенням донного опору в діапазоні чисел Маха
, що враховується при розрахунку коефіцієнта донного опору фюзеляжу
Розрахунок коефіцієнта лобового опору ізольованого фюзеляжу при нульовій підйомної силі виконується по співвідношенню:
де
- коефіцієнт лобового опору тертя,
- коефіцієнт лобового опору тиску.
Коефіцієнт лобового опору тертя визначається за формулою:
де
- коефіцієнт опору тертя плоскої пластини в нестисливого потоці для повністю турбулентного прикордонного шару,
- число Рейнольдса, розраховане по довжині фюзеляжу
,
- коефіцієнт, що враховує вплив стисливості (знімається з графіка),
- коефіцієнт форми, що враховує відміну фюзеляжу від плоскої пластини (знімається з графіка),
- площа омивається поверхні фюзеляжу (бічний, без площі поверхні донного зрізу),
- кінематичний коефіцієнт в'язкості, що визначається за таблицею стандартної атмосфери в залежності від висоти польоту.
Коефіцієнт опору тиску визначається за формулою:
де - відповідно коефіцієнти опору носової і кормової частин, донного опору.
Коефіцієнт опору носової частини
визначається за графіками в залежності від числа Маха і
.
Коефіцієнт опору кормовій частині фюзеляжу форма обводів кормової частини), визначається за графіком Коефіцієнт опору донного зрізу при непрацюючому двигуні визначається для всіх значень чіслаМ за формулою:
,
де
- площа донного зрізу,
- діаметр донного зрізу,
- коефіцієнт донного тиску.
- коефіцієнт, що враховує вплив подовження і звуження кормової частини,
- коефіцієнт тертя плоскої пластини, який визначається за кількістю
.
При М> 0.8
визначається за графіками в залежності від числа Маха, коефіцієнт
також знімається за графіками.
Розрахунок коефіцієнта лобового опору несучої поверхні (крила, ГО, ВО) при нульовій підйомної силі.
Коефіцієнт лобового опору ізольованою несучої поверхні при нульовій підйомної силі
визначається за формулою:
де
- коефіцієнт профільного опору, що складається з опору тертя і опору тиску, обумовленого перерозподілом тиску через вплив в'язкості;
- коефіцієнт хвильового опору, обумовлений втратами повного тиску (втратами енергії) в стрибках ущільнення і перерозподілом тиску на надзвукових швидкостях.
Коефіцієнт профільного опору:
де
- коефіцієнт, що враховує частку несучої поверхні
= 2.
- коефіцієнт, що враховує вплив на профільне опір товщини профілю знімається з графіка,
- коефіцієнт, що враховує вплив числа Маха береться з графіка.
Коефіцієнт тертя плоскої пластини
(Верхня і нижня поверхня) визначається за графіком.
Число Рейнольдса для даної несучої поверхні
,
- середня аеродинамічна хорда консольної частини несучої поверхні (крила, ГО, ВО). Як і в разі розрахунку коефіцієнта опору тертя фюзеляжу, для несучої поверхні приймаємо прикордонний шар турбулентним. Деякий завищення коефіцієнта опору допускається, що визначає запас тяги двигуна.
Коефіцієнт хвильового опору несучої поверхні визначається по співвідношенню
де
- коефіцієнт хвильового опору несучої поверхні з ромбоподібним профілем. Завісімостіпредставлени на графіках і дозволяють визначити коефіцієнт
.
Коефіцієнти, що враховують вплив на хвильовий опір форми профілю крила нескінченного розмаху -К,
(Так як форма профілю - синусоїдальна), кінцевого розмаху крила - знімається з графіка і залежить від.
Для орієнтовної оцінки коефіцієнта хвильового опору крила складної форми в плані вихідне крило розбивають на 2 допоміжних простих крила з постійною стреловидностью по передній кромці
і площею в плані
. Коефіцієнт хвильового опору розраховується за формулою
де
- коефіцієнт хвильового сопротівленіяn -го допоміжного простого крила,
K-коефіцієнт, що враховує вплив інтерференції на хвильовий опір крила. У наближених розрахунках можна прийняти K = 1.15 ... 1.2.
Коефіцієнт хвильового опору крила:
Визначення коефіцієнта індуктивного опору літака
Коефіцієнт індуктивного опору літака визначається співвідношенням
де А - коефіцієнт відвалу поляри першого роду,
- коефіцієнт підйомної сили літака.
В межах лінійної залежності
коефіцієнт
,
де
- похідна коефіцієнта підйомної сили по куту атаки
.
де при заданому значенні
твір
.
Відвал поляри при відсутності підсмоктуватиметься сили для всіх чисел Маха визначається:
Схожі статті
