Расчет аэродинамических характеристик в крейсерском полете

Определение условий расчета. После определения исходных аэродинамических характеристик переходим к определению аэродинамических характеристик в крейсерском полете. При этом самолет находится в крейсерской конфигурации, а условия расчета (условия обтекания) определяются по следующей методике.

Для выбора условий расчета сначала надо определить критическое число Маха самолета. В качестве критического числа Маха самолета принимается критическое число крыла. Величина крыла определяется по формуле

,

где - критическое число Маха профиля (рис. 14);

- поправка, учитывающая влияние стреловидности крыла на . (рис.15).

Необходимое для этого крейсерское значение коэффициента подъемной силы на расчетной высоте определяется по формуле

,

где - средняя полетная масса [кг].

В качестве средней полетной массы принимается для самолетов с ТРД и ДТРД – = 0, 8 , для самолетов с ТВД – = 0, 85 , где , - взлетная масса [кг].

Полученное число самолета необходимо сравнить с расчетным числом , соответствующим расчетной крейсерской скорости на расчетной высоте полета.

При этом возможны два случая:

1. При > в качестве расчетного числа берется это же самое число, при котором и проводится расчет аэродинамических характеристик самолета независимо от типа двигателя.

2. При £ возможны также два случая:

а) для самолетов с ТВД в качестве расчетного числа берется это же самое число, при котором и проводится расчет аэродинамических характеристик самолета, а также выполняется расчет винта по методике из раздела 4;

б) для самолетов с ТРД или ДТРД аэродинамические характеристики определяются при новом расчетном числе Маха, определяемом по формуле

= + 0, 02.

В курсовой работе необходимо привести полную математическую модель для этого режима полета. Здесь же приводятся только дополнительные выражения для учета сжимаемости и волнового сопротивления.

ЗАВИСИМОСТЬ . Расчет аэродинамических характеристик самолета в крейсерском полете также начинается с расчета несущих свойств, т.е. с зависимости по формулам (3 ¸ 8). Дополнительные выражения для учета сжимаемости имеют вид:

31.	[2], формула 7.20;
32.	Рис. 5;
33.	[2], формула 7.24;
34.	[2], формула 7.27;
35.	[2], формула на стр. 163;

Относительная толщина профиля крыла в выражении 35 берется в процентах.

Если значение в формуле 35 получается больше единицы, то нужно принять = 1.

ПОЛЯРА. Расчет поляры также необходимо начинать с составления математического описания модели поляры в крейсерском полете. В случае условий полета при < используется поляра вида 9 (см. стр. 16). В случае > 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, которые приведены ниже. Коэффициент индуктивного сопротивления и коэффициент сопротивления из-за срыва потока (если он присутствует в модели) определяются по методике, как и для исходной поляры.

Основное уравнение
36. ,	где [2] формула 12.20;
Замыкающие уравнения для коэффициента волнового сопротивления
37. ,	- коэффициент волнового сопротивления крыла состоит из двух составляющих [2], формула 7.30;
38. ,	- коэффициент волнового сопротивления формы, зависящий в основном от толщины профиля крыла [2], формула 7.31;
Для стреловидных крыльев
39. ,	- коэффициент волнового сопротивления формы при числе = 1;
40. ,	- приведенный коэффициент волнового сопротивления формы при числе = 1 (рис. 19);
41.	- безразмерная величина, показывающая какая часть (доля) коэффициента волнового сопротивления при числе = 1 учитывается при заданном числе (рис. 17);
Для нестреловидных крыльев
42. ,	- коэффициент волнового сопротивления формы при числе = 1;
43. ,	- приведенный коэффициент волнового сопротивления формы при числе = 1 (рис. 18);
44.	- безразмерная величина, показывающая какая часть (доля) коэффициента волнового сопротивления при числе = 1 учитывается при заданном числе (рис. 18);
45. ,	- коэффициент индуктивно-волнового сопротивления;
46. ,	- приращение коэффициента отвала поляры за счет индуктивно-волнового сопротивления;
Для стреловидных крыльев
47.	- приведенный коэффициент отвала поляры при числе = 1 (рис. 20);
Для нестреловидных крыльев
48.	- приведенный коэффициент отвала поляры при числе = 1 (рис. 20);
49.	- безразмерная величина, показывающая какая часть (доля) коэффициента отвала поляры при числе = 1 учитывается при заданном числе (рис. 21);
50.	- коэффициент отвала поляры при числе ;
51. ,	-приведенное число

Порядок расчета коэффициентов волнового сопротивления крыла можно принять следующим:

Шаг 1. По соответствующим геометрическим характеристикам определяем величину и .

Затем для каждого значения коэффициента подъемной силы от 0 до определяем:

Шаг 2. Критическое число Маха .

Шаг 3. Приведенное число .

Шаг 4. Коэффициент .

Шаг 5. Коэффициент .

Шаг 6. Коэффициент .

Шаг 7. Коэффициент .

Шаг 8. Коэффициент .

Шаг 9. Коэффициент .

Расчет поляры оформляется в виде таблицы.

ВЫВОДЫ. Сделать выводы о влиянии сжимаемости и волнового сопротивления, если оно присутствует, на аэродинамические характеристики самолета. Проанализировать вклад каждого из составляющих коэффициентов сопротивления в коэффициент лобового сопротивления самолета при крейсерском значении . Указать пути их уменьшения.

На рис 5, 6 и 10 в качестве абсциссы используется приведенное число Маха

.

Это безразмерная величина, которая меняется от нуля при = до единицы при = 1. Использование этой величины более удобно, таккак она позволяет свести различные условия обтекания по числу к стандартной области. Критическое число Маха определяется для каждого коэффициента . Если величина в расчетах становится отрицательной, то ее в этом случае надо приравнять нулю. Остальные величины являются геометрическими характеристиками соответственно для нестреловидного или стреловидного крыльев.