Материал: Поляры транспортного самолёта

Подсчитываем производную  с учетом влияния экрана земли

, (25)

где производная коэффициента подъемной силы

 стреловидность по линии фокусов, град (табл.1),

фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние экрана земли;

, (26)

размах крыла, м (табл.1),

расстояние от края закрылка до земли при посадке, м (табл.1),

удлинение эффективное (табл.1),

Для расчета линейных участков воспользуемся формулами:

; (27)

 (28)

полагая  и .

Нелинейные участки строятся аналогично построению вспомогательной кривой. Посадочные кривые приведены в приложении, рис.5: 4 - кривая без учета влияния земли; 5 - кривая с учетом влияния земли. Из кривых 4 и 5 находим:  = 14,3⁰ и  = 9,2⁰.

2.5 Расчет и построение крейсерских кривых

Расчеты крейсерских кривых проводят для полетной конфигурации самолета, когда шасси и средства механизации убраны, высота полета расчетная .

Ощутимое влияние числа Маха, т.е. сжимаемости, на коэффициент подъемной силы начинается примерно при  и возрастает с дальнейшим увеличением числа Маха. При расчете и построении данных кривых для самолетов с турбореактивными двигателями берут следующие значения чисел Маха: M = M_расч; 0; 0,7; 0,8; 0,85; 0,9; 0,95.

Расчет и построение кривых  с учетом сжимаемости производим по формулам:

; (29)

, (30)

Где можно взять  и ;

производная коэффициента подъемной силы по углу атаки (табл.1).

Результаты расчетов сводим в таблицу 3.

Таблица 3

Расчёт крейсерских кривых

По результатам таблица 3 строим крейсерские кривые зависимости .

летательный аэродинамический поляр полет

3. Расчет и построение поляр

.1 Расчет и построение вспомогательной поляры

Вспомогательную поляру строят для полетной конфигурации самолета при минимальной скорости полета, убранных шасси и механизации крыла, высоте  и без учета влияния экрана земли.

Поляру, или зависимость между  и  самолета при изменении угла атаки , приближенно рассчитывают и строят исходя из предположения, что подъемная сила самолета в основном создается крылом, а сила сопротивления самолета складывается из сопротивлений отдельных элементов самолета с учетом их взаимного влияния. В связи с этим  самолета принимают равным  крыла, а коэффициент лобового сопротивления  самолета рассматривают как сумму

, (31)

где коэффициент профильного («вредного») сопротивления самолета, зависящий от конфигурации самолета и отдельных его частей, качества поверхности самолета, режима полета (высота, скорость);

Dc_xp - приращение коэффициента профильного сопротивления;

с_xi - коэффициент вихревого индуктивного сопротивления.

В летном диапазоне углов атаки на докритических скоростях полета коэффициент  не зависит от  и представляет собой сумму коэффициентов сопротивления отдельных элементов самолета с учетом интерференции, приведенных к крылу

, (32)

где количество одинаковых элементов;

коэффициент профильного сопротивления  элемента;

характерная площадь  элемента (табл.1);

множитель, учитывающий сопротивление различных не учтенных мелких элементов, омываемых потоком, например, датчиков приборов, антенн, щелей в сочленениях и пр.

Коэффициент  учитывает сопротивление трения, давления, интерференции и может быть определен по формуле

, (33)

где 1.коэффициент сопротивления трения плоской пластины, эквивалентной рассматриваемому элементу, т.е. элементу, имеющему такую же площадь поверхности, омываемую потоком, такой же характерный линейный размер вдоль потока и такую же относительную координату  точки перехода ламинарного пограничного слоя (ЛПС) в турбулентный пограничный слой (ТПС).

Коэффициент  зависит от режима течения в пограничном слое, характеризуемого, с одной стороны, координатой , а с другой стороны - числом . С увеличением , т.е. с увеличением длины ламинарного участка пограничного слоя, коэффициент  убывает, а с увеличением числа  - вначале убывает до зоны автомодельности, а затем остается постоянным. Цифра 2 перед коэффициентом  означает, что за характерную площадь крыльевого элемента (крыло, горизонтальное и вертикальное оперение) принимают площадь в плане, хотя в обтекании потоком и создании аэродинамических сил (в данном случае - это сопротивление трения) принимает участие вся поверхность, т.е. обе стороны плоской поверхности. Аналогично для элементов, близких по форме к телам вращения (фюзеляж, гондолы двигателей и шасси) за характерную площадь принимают половину «смоченной» поверхности

. (34)

Величину  определяют в зависимости от  и  по графику (рис. 17, [1]).

Число Рейнольдса определяют по формуле

, (35)

где  характерный линейный размер рассматриваемого элемента, измеренный вдоль потока (например, для крыльевых элементов - это хорда; для тел вращения - фюзеляж, гондола - длина) (табл.1);

коэффициент кинематической вязкости воздуха на высоте  (приложение[1].

Минимальную скорость полета  рассчитывают по формуле

 , (36)

где полетный вес самолета, кГ (стр. 8),

плотность воздуха на нулевой высоте, (приложение [1]),

максимальная величина , рассчитанная раннее ,

ускорение свободного падения, м/с²;

 площадь крыла,  (табл.1),

;

2. Коэффициент  учитывает режим течения в пограничном слое (координата ), а также то, что рассматриваемый элемент самолета отличается от плоской пластины и имеет телесную форму, т.е.  учитывает сопротивление давления, имеющееся у элементов самолета в отличие от плоской пластины, расположенной вдоль потока.

Коэффициент определяют по графикам в зависимости от относительной толщины и координаты  для крыльевых элементов (рис.18а, [1]), и от удлинения  для элементов типа тел вращения (рис.18б, [1]).

. Коэффициент  учитывает влияние сжимаемости воздуха на коэффициент сопротивления. Он зависит от числа М, относительной толщины  (для крыльевых элементов) или удлинения носовой части  (для тел вращения) и относительной координаты точки перехода ЛПС в ТПС . При  для крыльевых элементов величину  определяют по рис.19а ([1]), а для тел вращения - по рис.19б ([1]).

. Коэффициент  учитывает взаимное влияние частей самолета при обтекании воздушным потоком мест их сочленения. Его рассчитывают по формуле

 (37)

где коэффициент, зависящий от взаимного положения крыла и фюзеляжа, формы поперечного сечения фюзеляжа (для данного самолета - низкоплана с фюзеляжем круглого сечения - 0,25);

относительная площадь, занятая фюзеляжем (табл. 1).

Фонари пилотских кабин создают добавочное профильное сопротивление, которое зависит от типа самолета и формы фонарей. Коэффициент сопротивления , создаваемого фонарями кабины пилотов, отнесенный к площади миделевого сечения фюзеляжа , составляет (для данного самолета) .

Таблица 4

Расчет c_x0.