Расчет аэродинамических характеристик самолета. Будник А.П., Лосев Н.В

Рис. 2. Определение средней аэродинамической хорды крыла

Составное крыло разделяют на ряд простых, для которых САХ определяется по указанному выше способу. Соединяют концы полученных САХ отдельных частей крыла прямыми АВ и CD (рис. 3.). Проводят срединную линию МК через центры хорд.

10

Рис. 3. Определение САХ составного крыла

Точка F, характеризующая положение САХ крыла, делит отрезок МК в отношении обратно пропорциональном площадям частей крыла.

MF S2

FK S1

или

MF S2 ,

MK S

где S=S1+S2 – площадь крыла, а S1 и S2 - площади двух разных частей крыла.

11

Угол стреловидности крыла определяют по линии четвертей хорд (рис. 4.)

Рис. 4. К определению угла стреловидности χ

2. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА ПО МЕТОДУ ЦАГИ

2.1. Задачи курсовой работы

Целью курсовой работы является практическое применение знаний, полученных при изучении дисциплины «Аэродинамика» с целью определить его основные аэродинамические характеристики по внешним геометрическим параметрам самолета, и получение навыков в оформлении технической текстовой документации в соответствии с требованиями СТП ВГТУ 62-2007.

12

2.2. Исходные данные к курсовой работе

Для построения аэродинамических характеристик самолета (егополяры) исходными данными являются:

схема самолёта в 3-х проекциях; размах крыла l, определяющий масштаб схемы самолёта;

относительная толщина крыла с;

расчётная высота полёта Нр;

Остальные величины, необходимые для расчёта, определяются из этих исходных данных. Например, площади оперения, гондол двигателя и других частей самолёта, углы стреловидности крыла, оперения и пр. находятся из схемы самолёта.

Варианты заданий приведены в приложении.

Номер варианта определяется преподавателем в тексте индивидуального задания студенту.

В результате выполнения курсовой работы должны быть построены:

а) поляра при Mр<Mкр;

б) поляры при М> Mкр (рекомендуется при М=0,6; 0,7; 0,8; 0,9);

Для построения поляры самолёта необходимо определить коэффициенты Су и Сх самолёта в диапазоне лётных углов атаки. При этом можно принять, что подъёмная сила самолёта равна подъёмной силе крыла, а сопротивление самолёта состоит из сопротивления крыла и суммы сопротивлений всех остальных ненесущих частей.

Рекомендуется подсчитывать отдельно постоянные и переменные составляющие лобового сопротивления самолёта.

Для расчетов чаще всего используют формулу

Ссамxa Сx0 Сxаi Сврxa ,

13

где

Ссамxa - коэффициент сопротивления самолета в целом, отнесенный к площади крыла;

Сx0 - минимальный коэффициент суммы сопротивлений всех частей и деталей самолета (он обычно соответствует нулевому углу атаки);

Сxаi - коэффициент индуктивного сопротивления крыла при заданной форме в плане (с учетом влияния фюзеляжа и гондол двигателей);

Сврxa

при углах атаки, отличных от нулевого угла.

Расчёт сопротивления крыла ведётся в предположении, что профильное сопротивление заданного крыла переменного профиля можно принять равным профильному сопротивлению эквивалентного прямоугольного крыла, имеющего ту же площадь и постоянную хорду, равную средней геометрической хордезаданного крылаbэ (эквивалентная хорда).

2.3. Определение средней аэродинамической хорды (САХ) крыла

В курсовой работе принимается приближенное представление о равенстве средних геометрической и аэродинамической хорд. Такой подход справедлив лишь для самолетов, имеющих крыло без аэродинамической и геометрическойкрутки.

Если известны площадь крыла S и его размах l, то эквивалентная хорда крыла определяется простым вычислением по

формуле:

bэ Sl

Площадь крыла может быть определена непосредственным измерениемнасхемесамолета.

14

И, наконец, эквивалентную хорду можно рассчитать так, как представлено нарис.2ирис.3.

Расчётное число М выбирается из условий

р

Vр - расчетная скорость полета самолета.

Для удобства обработки данных целесообразно скорость Vр округлять до числа кратного десяти, не нарушая

неравенства Мр Мкр .

Если М оказывается меньше желаемой величины, то

кр

можно уменьшить относительную толщинукрыла.

где С - относительная толщина крыла;

- угол стреловидности, определяемый для дозвуковых самолётов по линии четверти хорд, а для сверхзвуковых самолётов - по линии максимальных толщин профилей, из которых набрано крыло самолёта.

15

2.4. Расчёт и построение поляры самолёта при Мр<Мкр

2.4.1.Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла Сx0

Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла определяется по формуле :

где Cxa min - минимальный коэффициент лобового сопротивления изолированного крыла;

kинт. - коэффициент интерференции, зависящий от

формы фюзеляжа и взаимного расположения крыла и фюзеляжа;

Sкр.ф - площадь крыла под фюзеляжем, м2;

S– площадь крыла, м2;

Минимальный коэффициент лобового сопротивления изолированного крыла Cизолxa min.кр определяется по формуле :

Cизолxa min.кр Cизолxp min.кр Cxa ,

где

Cизолxp min.кр - минимальный коэффициент профильного сопротивления гладкого крыла;

16

Рис. 5. К определению площади крыла, занятой гондолами двигателей и подфюзеляжной частью крыла

Cxa - дополнительные вредные сопротивления крыла, они равны:

Cxa = 0,002 ÷ 0,003.

Минимальный коэффициент профильного

сопротивления гладкого крыла Cизолxa min.кр определяется по формуле

Cизолxp min.кр 2Cf 0,93 2,8C 1 5 C M4расч ,

где

17

2Cf - коэффициент трения плоской пластинки с

длиной равной эквивалентной хорде крыла, и с таким же, как у крыла, положением точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный;

C - относительная толщина крыла.

Расчет минимального коэффициента профильного сопротивления гладкого крыла производится в следующем порядке:

1) определяется расчетное число Рейнольдса:

Re Vрасч bэ ,

н

где н - кинематический коэффициент вязкости воздуха на заданной высоте полета, определяется по таблице стандартной атмосферы, приложение 3.

2) определяется точка перехода ламинарного

пограничного слоя в турбулентный Xt . У современных

скоростных профилей Xt обычно близко совпадает с точкой

наибольшей толщины профиля, т. е. Xt = Xc , в среднем

Xc = 40 ÷ 45% хорды. У самолетов со стреловидными

крыльями Xt = 0 ;

3) по найденным значения числа Рейнольдса и значения точки перехода ламинарного пограничного слоя в

турбулентный Xt , определяют по рис. 6 значения коэффициент трения плоской пластинки 2Cf .

18

Рис. 6. Зависимость коэффициента трения от числа Re

иот положения точки перехода ламинарного течения

втурбулентное

Теперь можно произвести вычисление

Cизолxp min.кр 2Cf 0,93 2,8C 1 5 C M4расч .

Значение коэффициента интерференции можно выбрать по табл. 1.

19