Расчет семейства закритических поляр

При > возникает дополнительное волновое сопротивление, обусловленное появлением в потоке, обтекающем самолет, скачков уплотнения. Общее сопротивление самолета является суммой сопротивлений, соответствующих докритическим скоростям полета и волновых:

,

где B= – отвал поляры, и определяется ранее.

Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета вычисляют по приближенной формуле:

,

где - коэффициент волнового сопротивления крыла при С_ya=0, который находят по формуле:

.

-коэффициенты волнового сопротивления фюзеляжа гондол двигателей соответственно, n-число гондол двигателей;

и –коэффициенты волнового сопротивления прямого и скользящего крыла, =0,81 – относительная площадь скользящей части крыла.

;

.

Расчет C_xaвокр приводится в таблице 3:

М	Мэ	Схавопр	Схавоск	Схавокр
0.7	0.595
0.75	0.6375
0.8	0.68	0.008		0.0008
0.85	0.7225	0.02		0.0019
0.9	0.765	0.035	0.003	0.005
0.95	0.8075	0.057	0.012	0.0121

Таблица 3

Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа высчитывается по формуле:

;

= – максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа для М 1,2.

Величину снимают с графика как функцию переменной .

Расчеты приведены в таблице 4:

М		Схавф
0.7
0.75
0.8
0.85
0.9
0.95	0,004381	0.01152

Таблица 4

Коэффициент волнового сопротивления гондол двигателей рассчитывают так же, как и C_xaвф, для фиктивного тела вращения, схема построения которого показана в приложении:

L_ГД= 7,45 м – длина гондолы;

L’_ф=7,4 м – длина фиктивного тела вращения;

D’_ф =1,5 м – диаметр фиктивного тела вращения;

Тогда площадь миделя фиктивного тела вращения:

м².

Относительное удлинение фиктивного тела вращения:

λ^’_ф ;

Относительное удлинение хвостовой части фиктивного тела вращения:

;

Площадь омываемой поверхности фиктивного тела вращения:

м²;

Коэффициент волнового сопротивления гондол двигателей:

;

.

Величину снимают с графика как функцию переменной:

.

.

Расчеты приедены в таблице 5:

М	ϰ	Схавгд
0.7	0,08525	0,01989
0.75	0,17673	0,03393
0.8	0.2682	0.05616
0.85	0.35968	0.07371
0.9	0.45115	0,08775
0.95	0.54263	0.09945

Таблица 5

 

Получаем коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета:

 

Таблица 6 – Лобовое сопротивления при нулевой подъемной силе

Вычисляемые величины	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95
Cxa во пр			0,008	0,02	0,041	0,065
Cxa во ск					0,003	0,012
Cxa во кр			0.0008	0.0019	0,005	0.0121
ϰф						0,004381
f(ϰф)						0,005
Cxa в ф						0.01152
ϰгд	0,08525	0,17673	0.2682	0.35968	0.45115	0.54263
f(ϰгд)	0,18	0,38	0,49	0,65	0,76	0,84
Cxa в гд	0,01989	0,03393	0.05616	0.07371	0,08775	0.09945
Cxa в о	0,00016	0,00028	0,00173	0,00329	0,00739	0,01746
Cxa о	0,01916	0,01928	0,02049	0,0221	0,0262	0,03627

 

Индуктивно-волновое сопротивление вычисляют по формуле:

Увеличение отвала поляры рассчитывают следующим образом:

и (, , ,

Величина отвала поляр вычисляется по формуле:

Расчеты оформлены в таблице 7.

 

Таблица 7- Расчет отвала поляры при закритических числах Маха

						B
M=0,7						0,039513
Mэ=0,595	0,2	0,230947				0,039513
	0,3	0,34642				0,039513
	0,4	0,461894	0,02		0,002533	0,042046
	0,5	0,577367	0,05	0,005	0,010252	0,049765
	0,6	0,692841	0,07	0,025	0,02846	0,067973
M=0,75						0,039513
Mэ =0,6375	0,2	0,230947	0,01		0,001267	0,04078
	0,3	0,34642	0,03		0,0038	0,043313
	0,4	0,461894	0,035	0,02	0,020108	0,059621
	0,5	0,577367	0,04	0,03	0,028579	0,068092
	0,6	0,692841	0,05	0,04	0,037683	0,077196
M=0,8			0,01		0,001267	0,04078
Mэ=0,68	0,2	0,230947	0,025		0,003167	0,04268
	0,3	0,34642	0,04		0,005067	0,04458
	0,4	0,461894	0,05	0,02	0,022008	0,061521
	0,5	0,577367	0,06	0,03	0,031112	0,070625
	0,6	0,692841	0,07	0,04	0,040216	0,079729
М=0,85			0,03		0,0038	0,043313
Mэ=0,7225	0,2	0,230947	0,045	0,01	0,013538	0,053051
	0,3	0,34642	0,055	0,02	0,022642	0,062155
	0,4	0,461894	0,06	0,045	0,042868	0,082381
	0,5	0,577367	0,07	0,05	0,048054	0,087567
	0,6	0,692841	0,08	0,06	0,057158	0,096671
M=0,9			0,06	0,01	0,015438	0,054951
Mэ=0,765	0,2	0,230947	0,07	0,02	0,024542	0,064055
	0,3	0,34642	0,075	0,03	0,033012	0,072525
	0,4	0,461894	0,08	0,045	0,0455402	0,085053
	0,5	0,577367	0,09	0,06	0,058424	0,097937
	0,6	0,692841	0,095	0,07	0,066895	0,106408
M=0,95			0,07	0,025	0,02846	0,067973
Mэ=0,8075	0,2	0,230947	0,06	0,04	0,03895	0,078463
	0,3	0,34642	0,09	0,05	0,050587	0,0901
	0,4	0,461894	0,1	0,06	0,059691	0,099204
	0,5	0,5773367	0,11	0,07	0,068795	0,108308
	0,6	0,692841	0,13	0,09	0,087003	0,126516

 

Лобовое сопротивление самолета при закритических скоростях вычисляется по формуле:

.

 

Таблица 8 – Сводная таблица лобовых сопротивлений самолета

Число Маха	Коэффициент подъемной силы Сya
	0.2	0.3	0.4	0.5	0.6
Коэффициент лобового сопротивления Cxa
0.7	0.01916	0.020741	0.022717	0.025887	0.03116	0.04363
0.75	0.01928	0.020911	0.023178	0.028819	0.036303	0.047071
0.8	0.02049	0.022197	0.024502	0.030333	0.038146	0.049792
0.85	0.0221	0.024222	0.027694	0.035281	0.043992	0.056901
0.9	0.0262	0.028762	0.032727	0.039808	0.050684	0.064507
0.95	0.03627	0.03941	0.044379	0.052143	0.063347	0.081816

 

 

Рисунок 2 - Сетка закритических поляр

 

Строим график зависимости лобового сопротивления С_ха от числа Маха при нулевой подъемной силе (рисунок 3).

 

 

Рисунок 3 - Зависимость лобового сопротивления С_ха от числа Маха

 

Таблица 9 - Зависимость отвала поляры В от числа Маха при С_ya=0,3

М	В
0.7	0.039513
0.75	0.043313
0.8	0.04458
0.85	0.062216
0.9	0.072525
0.95	0.0901

 

Рисунок 4 - График зависимости В от М при С_y=0,3

 

 

Зависимость качества самолета К от числа Маха при С_ya=0,3 приведена в таблице 10:

 

М	К
0.7	13.2059691
0.75	12.94330831
0.8	12.24389846
0.85	10.83267134
0.9	9.166743056
0.95	6.759954032

 

Таблица 10

 

 

Рисунок 5 - Зависимость качества самолета К от числа Маха при С_ya=0,3