Главная страница Случайная страница КАТЕГОРИИ: АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника |
Замыкающие уравнения
Определение коэффициента
Из формулы 1 видно, что расчет поляры, по сути, состоит из расчета составляющих коэффициентов сопротивления с последующим их суммированием. Добавляя или убирая отдельные составляющие коэффициенты можно учитывать изменение геометрии самолета и условия обтекания. Например, в случае условий полета при > из математической модели поляры нужно убрать коэффициент сопротивления из-за срыва потока и связанные с ним формулы и добавить коэффициент волнового сопротивления и необходимые для его определения формулы (см. раздел 3.2). При расчете составляющих коэффициента профильного сопротивления самолета при нулевой подъемной силе, для упрощения дальнейших расчетов, в числах и нужно использовать расчетную крейсерскую скорость из варианта задания. Для нестреловидных несущих поверхностей и гондол двигателей ТРД и ДТРД, подвешенных на пилонах, нужно задаться высотой шероховатости и воспользоваться рекомендациями [2] с. 112. Для упрощения влияние шероховатости на сопротивление трения не учитывать. Сопротивление пилонов в работе также не учитывать. Результаты расчета и сам расчет коэффициента профильного сопротивления самолета при нулевой подъемной силе довольно объемны, поэтому их надо оформить в виде отдельной таблицы, в заголовке граф которой помещаются искомые величины, а число строк равно числу частей самолета. Для стреловидных несущих поверхностей принять пограничный слой турбулентным. Для того, чтобы графики поляр получились плавными, нужно сначала построить все графики зависимостей . Путем коррекции числовых значений добиться их плавности и устранить взаимное пересечение. Только после этого их числовые значения можно использовать в математической модели. Графики поляр и связанных с ними других аэродинамических зависимостей не имеют прямолинейных участков и строятся по расчетным точкам, через которые проводятся плавные линии с помощью лекала ([2], рис.12.12). Число расчетных точек определяется массивом значений коэффициента подъемной силы по следующей методике, которая должна использоваться и в других расчетных случаях курсовой работы. Рис. 6. Зависимость коэффициента от числа и
Шаг 1. Задаемся массивом значений (не менее десяти) коэффициентов подъемной силы от 0 до с интервалом кратным 0, 1. Интервал может быть и неравномерным. В массив значений нужно обязательно включить величину полетного значения коэффициента подъемной силы. Далее для каждого значения : Шаг 2. Рассчитываем или определяем из графиков соответствующие коэффициенты из правой части уравнения (1) математической модели аэродинамических характеристик. Шаг 3. Определяем коэффициент , просуммировав его составляющие. Шаг 4. Рассчитываем аэродинамическое качество. Шаг 5. Определяем углы атаки, используя соответствующие зависимости .
Расчет оформляется в виде таблицы. В заголовке граф таблицы записываются значения коэффициентов подъемной силы. Число строк в таблице должно равняться числу искомых величин. Кроме того, в таблицу можно добавлять и строки с вспомогательными величинами, используемыми для расчета соответствующих коэффициентов, например, величину (рис. 13.) и так далее. Коэффициенты, которые не зависят или не меняются от записать перед таблицей, а в таблицу не вносить. ВЫВОДЫ. Сделать выводы о применимости (диапазоне скоростей, чисел и ) полученных основных и дополнительных аэродинамических характеристик самолета.
|