Материал: Курсач ДПС
|
|
|
|
|
|
Сy |
|
|
|
|
|
1,4 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1,2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,8 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,6 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,4 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-3 |
|
0 |
3 |
6 |
9 |
12 |
|
|
|
|
|
|
|
Мz |
|
|
|
|
|
0,1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,05 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-3 |
|
0 |
3 |
6 |
9 |
12 |
|
|
|
-0,05 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-0,1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-0,15 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-0,2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-0,25 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Лист |
|
|
|
|
|
|
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020 |
6 |
||
Изм. |
Лист |
№ докум. |
Подпись |
Дата |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
Изолированное крыло |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
Сy |
|
|
|
|
|
1,4 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1,2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,8 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,6 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,4 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-3 |
0 |
3 |
6 |
9 |
12 |
|
|
|
Изолированное ГО |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
Су |
|
|
|
|
|
0,16 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,14 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,12 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,08 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,06 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,04 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,02 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-0,02 |
-3 |
0 |
3 |
6 |
9 |
12 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
-0,04 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Лист |
|
|
|
|
|
|
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020 |
7 |
||
Изм. |
Лист |
№ докум. |
|
Подпись Дата |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
4. Расчёт сопротивления самолёта при нулевой подъёмной силе
4.1 Коэффициент сопротивления крыла
Коэффициент пассивного сопротивления крыла при дозвуковых скоростях равен
CxКР=Cxp+ΣΔCxa ,
где Cxp-коэффициент профильного сопротивления крыла
ΣΔCxa-сумма коэффициентов дополнительных сопротивлений для учета конструктивных особенностей крыла, надстроек, щелей и т.д. Коэффициент профильного сопротивления крыла определяется по формуле
Cxp=0,925k1CfηcηM,
где k1-коэффициент учитывающий наличие гондол двигателей, Cf- коэффициент трения плоской пластины,ηc-коэффициент учитывающий переход от плоской пластины к профилю крыла,
ηM- коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха на профильное сопротивление крыла.
Определим коэффициент трения по формуле
Cf= |
|
0,455 |
|
|
; Re= |
Vbср |
, |
|
|
|||||||||||||
(lg Re) |
2,58 |
|
ν |
|
|
|||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
где V-скорость полета, bср-средняя геометрическая хорда крыла, ν- |
|
|||||||||||||||||||||
коэффициент кинематической вязкости. |
|
|||||||||||||||||||||
v=100м/с |
|
|
|
|
|
|
|
bср= 1.92м |
υ=2,9*10-5м/с2 |
|
||||||||||||
Re= |
|
100 1.92 |
=6620690 |
|
|
|||||||||||||||||
|
|
|
|
|
−5 |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
2,9 10 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
Cf = |
0,455 |
|
|
|
= 0,0032 |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
2,58 |
|
|
|||||||||||||
|
|
|
|
(lg 8275680) |
|
|
|
|
|
|
||||||||||||
k=2 (т.к. отсутствую гондолы двигателей). |
|
|||||||||||||||||||||
ηc=0,93+2,8сср |
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||
η |
|
|
= 1 + 5 |
4 |
|
|
||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
M= |
|
|
|
|
|
M= |
100 |
=0,298 |
|
|
||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
335 |
|
|
|
|
|
||||||||||
|
|
|
= |
|
|
|
= |
0.12 |
=0.06 |
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||
|
|
|
2 |
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
Где а-скорость звука |
|
|
||||||||||||||||||||
С-максимальная относительная толщина профиля |
|
|||||||||||||||||||||
η |
M |
=1+5*0.06*0.2984= 1.00237 |
|
|
||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ηc=0,93+2,8сср=0,93+2,8 0,06=1.098 |
|
|||||||||||||||||||||
Cxp=0,925k1CfηcηM =0,925*2*0,0032*1.098*1.00237= 0.006515 |
|
|||||||||||||||||||||
Определим коэффициент дополнительного сопротивления: |
|
|||||||||||||||||||||
∆Сха = 0,0012 - по обшивке крыла |
|
|
||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Лист |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020 |
8 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Изм. Лист |
№ докум. |
Подпись Дата |
∆Сха = 0,0017Lщ/L=0,0017* (3770/5500) =0,001165по щелям закрылков и элеронов Влияние фюзеляжа на сопротивление крыла:
kв=0,25 (т.к. низкоплан)
Sпф=2,66 м2
S=20.57 м2
∆Схаф= -СхрКвSпф/S=-0,006515*0,25*202.66.57=-0,00021
где Cxp-профильное сопротивление изолированного крыла, kв- коэффициент, учитывающий аэродинамическое взаимодействие крыла с фюзеляжем, Sпф- площадь подфюзеляжной части крыла, S-площадь крыла.
∑∆Сха=0,0012+0,001165-0,00021=0,002155
Определим коэффициент пассивного сопротивления крыла при дозвуковых скоростях
CxКР=Cxp+ΣΔCxa=0.006515+0,002155=0,00867
4.2 Коэффициент сопротивления оперения
Коэффициент пассивного сопротивления горизонтального оперения при дозвуковых скоростях равен:
CxГО=0,925 2Cfηc+ΔCxaГО+ΣΔCxГО,
где Cf-коэффициент трения плоской пластины,ηc-коэффициент учитывающий переход от плоской пластины к профилю ГО, ΔCxaГО- коэффициент указывающий на наличие аэродинамической компенсации
на профиле ГО, ΣΔCxГО-коэффициент дополнительных сопротивлений |
|
учитывающий конструктивные особенности ГО. |
|
Определим коэффициент трения по формуле |
|
Cf= 0,4552,58; Re=Vbсрг.оп, |
|
(lg Re) |
ν |
где V-скорость полета, bср-средняя геометрическая хорда ГО, ν-
коэффициент кинематической вязкости. bсрг.оп =1,04м
Re=100 1.04 = 3586210
Cfг.оп. = 0,455 =0.00356
(Lg3586210)2,58
Коэффициенты при турбулентном пограничном слое определяются в зависимости от средней толщины профиля сср по формуле:
ηc=0,93+2,8сср
Лист
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020
9
Изм. Лист |
№ докум. |
Подпись Дата |
Определим значения коэффициентов при турбулентном пограничном слое
ɳсго = 0,93+2,8*0,06=1.098
ɳм=1.00237
Cxp=0,925k1CfηcηM =0,925*2*0.00356*1,098*1.00237= 0,00725
Принимаем коэффициент дополнительного сопротивления: ∆СхГО = 0,003 ∑∆СхГО=0,0012+0,003=0,0042
Определим коэффициент пассивного сопротивления ГО при дозвуковых скоростях
CxГО=Схр+ΣΔCxГО=0,00725+0,0042=0,01145
Коэффициент пассивного сопротивления вертикального оперения при дозвуковых скоростях равен:
CxВО=0,925 Cfηc+ΔCxaВО+ΣΔCxВО,
где Cf-коэффициент трения плоской пластины,ηc-коэффициент учитывающий переход от плоской пластины к профилю ВО, ΔCxaВО- коэффициент указывающий на наличие аэродинамической компенсации на профиле ВО, ΣΔCxВО-коэффициент дополнительных сопротивлений учитывающий конструктивные особенности ВО.
Определим коэффициент трения по формуле
Cf= |
0,455 |
; Re= |
Vbср |
, |
2,58 |
ν |
|||
|
(lg Re) |
|
||
где V-скорость полета, bср-средняя геометрическая хорда ВО, ν-
коэффициент кинематической вязкости. bсрво =1400мм=0,53м
Re= |
Vbср |
= |
100 0.53 |
=1827590 |
|||||
ν |
|
|
−5 |
||||||
|
|
|
2,9 10 |
|
|
|
|||
Cf= |
|
0,455 |
= |
|
0,455 |
|
=0,004 |
||
|
2,58 |
(lg1827590) |
2,58 |
||||||
|
(lg Re) |
|
|
|
|
||||
Коэффициенты при турбулентном пограничном слое определяются в зависимости от средней толщины профиля сср по формуле:
ηc=0,93+2,8сср
сср=0,06
ηc=0,93+2,8сср=0,93+2,8 0,06 =1,098
∆СхаВО = 0,002 – рули без осевой компенсации Влияние фюзеляжа на сопротивление ВО:
SВО = 1.41 м2 KВ =0,25
∆Схф = − |
СхрКВ пф |
= 0 |
|
|
|||
|
|
∑∆СхВО=0,0012+0,002= 0,0032
Лист
НГТУ-24.05.07-(С17-ЛА-1)-2020
10
Изм. Лист |
№ докум. |
Подпись Дата |