Рисунок 3.1 — построение вспомогательной поляры
3.2 Расчёт и построение взлётных поляр
1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 20О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 — 8) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлётном режиме.9) Для учёта вклада обдувки самолёта винтом в лобовое сопротивление найдём коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:
При этом коэффициенты торможения потока для крыла, киля и стабилизатора равны:
Коэффициент дополнительного сопротивления из-за обдува части крыла винтом определяется по формуле:
для М=Мmin и Н=0 .10)
Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:
Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:
11) Без учёта экрана земли коэффициент отвала поляры рассчитывается по тем же формулам и имеет то же численное значение, что и при расчёте вспомогательной поляры (раздел 3.1, пункт 11): . С учётом экранного эффекта коэффициент отвала поляры ищется по формулам:
Итак, коэффициент индуктивного сопротивления без учёта и с учётом экранного эффекта ищется по формулам:
12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):
13) Выпущенные на 20О при взлёте закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:
где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):
Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.1. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 7).
Таблица 3.2.1
|
-9,67 |
-6 |
-3 |
0 |
3 |
6 |
8 |
10 |
12 |
14 |
15,07 |
|
|
0 |
0,285 |
0,518 |
0,750 |
0,983 |
1,218 |
1,371 |
0,991 |
1,515 |
1,662 |
1,669 |
|
|
0 |
0,000 |
0,000 |
0,001 |
0,002 |
0,005 |
0,007 |
0,005 |
0,012 |
0,027 |
0,039 |
|
|
0 |
0,005 |
0,018 |
0,038 |
0,065 |
0,100 |
0,127 |
0,067 |
0,155 |
0,187 |
0,188 |
|
|
0,111 |
0,116 |
0,129 |
0,150 |
0,179 |
0,215 |
0,245 |
0,112 |
0,278 |
0,325 |
0,339 |
Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.2. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 8).
Таблица 3.2.2
|
-9,67 |
-8 |
-6 |
-4 |
-2 |
0 |
2 |
4 |
6 |
8 |
9,62 |
|
|
0 |
0,155 |
0,340 |
0,525 |
0,711 |
0,896 |
1,081 |
1,267 |
1,433 |
1,530 |
1,491 |
|
|
0 |
0,000 |
0,000 |
0,000 |
0,001 |
0,002 |
0,004 |
0,007 |
0,013 |
0,021 |
0,039 |
|
|
0 |
0,001 |
0,004 |
0,008 |
0,015 |
0,024 |
0,036 |
0,049 |
0,063 |
0,071 |
0,074 |
|
|
0,111 |
0,112 |
0,115 |
0,120 |
0,128 |
0,138 |
0,151 |
0,167 |
0,187 |
0,204 |
0,224 |
3.3 Расчёт и построение посадочных поляр
1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 40О, высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=Мmin). 2 — 10) При посадке двигатель работает на очень слабом или холостом ходу, и поэтому вкладом обдувки от воздушного винта в сопротивление можно пренебречь. Поэтому все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 10 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и в посадочном режиме. В итоге:
11) Индуктивное сопротивление и с учётом, и без учёта экранного эффекта задается одними и теми же формулами в посадочном и во взлётном (раздел 3.2, пункт 11) режимах.
12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):
13) Выпущенные на 40О при посадке закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:
где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков. Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):
Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.1. По данным этой таблицы строятся посадочные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 9).
Таблица 3.3.1
|
-14,8 |
-11 |
-8 |
-5 |
-3 |
-1 |
1 |
4 |
7 |
9 |
12,45 |
|
|
0 |
0,295 |
0,528 |
0,761 |
0,916 |
1,071 |
1,226 |
1,459 |
1,677 |
1,774 |
1,839 |
|
|
0 |
0,000 |
0,000 |
0,001 |
0,001 |
0,002 |
0,003 |
0,006 |
0,012 |
0,017 |
0,040 |
|
|
0 |
0,006 |
0,019 |
0,039 |
0,057 |
0,077 |
0,102 |
0,144 |
0,190 |
0,213 |
0,228 |
|
|
0,180 |
0,186 |
0,199 |
0,220 |
0,238 |
0,260 |
0,285 |
0,330 |
0,382 |
0,410 |
0,448 |
Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).
Таблица 3.3.2
|
-14,8 |
-12 |
-10 |
-8 |
-6 |
-4 |
-2 |
0 |
2 |
4 |
6,44 |
|
|
0 |
0,260 |
0,445 |
0,630 |
0,816 |
1,001 |
1,186 |
1,372 |
1,547 |
1,662 |
1,712 |
|
|
0 |
0,000 |
0,000 |
0,001 |
0,001 |
0,002 |
0,004 |
0,007 |
0,011 |
0,018 |
0,040 |
|
|
0 |
0,002 |
0,006 |
0,012 |
0,020 |
0,031 |
0,043 |
0,057 |
0,073 |
0,084 |
0,089 |
|
|
0,180 |
0,182 |
0,186 |
0,193 |
0,202 |
0,213 |
0,227 |
0,244 |
0,264 |
0,283 |
0,309 |
Рисунок 4 — Вспомогательные, взлётные и посадочные зависимости суа(α) и поляры самолёта.
3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр
1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна аН=330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна νН=1,79*10-5м2/с . Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 — 8, 11, 12) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесь вычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса, входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с . 9,10) В крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:
Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и суа сводим в таблицу:
Таблица 3.4
|
М |
0,0 |
0,3 |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
|||||
|
схо |
0,025 |
0.028 |
0.027 |
0.027 |
0.027 |
|||||
|
суа |
схi |
сха |
схi |
сха |
схi |
сха |
схi |
сха |
схi |
сха |
|
0,0 |
0 |
0,037 |
0 |
0,042 |
0 |
0,041 |
0 |
0,041 |
0 |
0,041 |
|
0,1 |
0,001 |
0.038 |
0,001 |
0.043 |
0,001 |
0.042 |
0,001 |
0.042 |
0,001 |
0.042 |
|
0,2 |
0,003 |
0,040 |
0,003 |
0,045 |
0,003 |
0,044 |
0,003 |
0,044 |
0,003 |
0,044 |
|
0,3 |
0,006 |
0.043 |
0,006 |
0.048 |
0,006 |
0.047 |
0,006 |
0.047 |
0,006 |
0.047 |
|
0,4 |
0.011 |
0.048 |
0.011 |
0.053 |
0.011 |
0.052 |
0.011 |
0.052 |
0.011 |
0.052 |
|
0,5 |
0.017 |
0.054 |
0.017 |
0.059 |
0.017 |
0.058 |
0.017 |
0.058 |
0.017 |
0.058 |
|
0,6 |
0.024 |
0.062 |
0.024 |
0.067 |
0.024 |
0.066 |
0.024 |
0.066 |
0.024 |
0.066 |
|
0,7 |
0.033 |
0.072 |
0.033 |
0.077 |
0.033 |
0.076 |
0.033 |
0.076 |
0.033 |
0.076 |
|
0,8 |
0.043 |
0.083 |
0.043 |
0.088 |
0.043 |
0.087 |
0.043 |
0.087 |
0.043 |
0.087 |
|
0,9 |
0.054 |
0,095 |
0.055 |
0,100 |
0.055 |
0,099 |
0.055 |
0,099 |
0.055 |
0,099 |
|
1,0 |
0.067 |
0.110 |
0.068 |
0.115 |
0.068 |
0.114 |
0.068 |
0.114 |
0.068 |
0.114 |
|
1,1 |
0.081 |
0.126 |
0.082 |
0.131 |
0.082 |
0.130 |
0.082 |
0.130 |
0.082 |
0.130 |
|
1,2 |
0.096 |
0.146 |
0.097 |
0.151 |
0.097 |
0.150 |
0.097 |
0.150 |
0.097 |
0.150 |
|
1,315 |
0.116 |
0.187 |
0.117 |
0.192 |
0.117 |
0.191 |
0.117 |
0.191 |
0.117 |
0.191 |
Рисунок 5 — Крейсерские поляры и зависимости суа (α).
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта. - М.: Оборонгиз, 1957.
2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристики самолётов: Учебное пособие. - Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.
3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1976.
