С учетом влияния экрана земли

Приращение коэффициента подъемной силы, вызванное экранным влиянием земли, подсчитывается по формуле

, (23)

где – коэффициент подсчитанный ранее (стр. 13).

(24)

– относительное расстояние от крыла до земли при посадке;

– расстояние от края закрылка до земли при посадке (табл.1, стр.5);

– хорда средняя крыла с выпущенным закрылком (табл.1, стр.5).

Данные для расчета:

Теперь можно определить максимальный коэффициент подъемной силы при посадке с учетом экрана земли по формуле

(25)

 

где – коэффициент подсчитанный ранее.

 

Угол атаки нулевой подъёмной силы при посадке остается таким же, как без учета экрана.

Подсчитываем производную с учетом влияния экрана земли

, (26)

 

где – производная коэффициента подъемной силы (табл.1, стр.5);

– стреловидность по линии фокусов, град (табл.1, стр.4);

– фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние экрана земли.

, (27)

где – эффективное удлинение (табл.1, стр.5);

– размах крыла, м (табл.1, стр.4);

– расстояние от края закрылка до земли при посадке, м (табл.1, стр.5).

Данные для расчета:

Тогда

 

 

Строим посадочные кривые зависимости (рис.3, стр.42): кривая 4 – посадочная кривая без учета влияния экрана земли; кривая 5 – посадочная кривая с учетом влияния земли. Находим дополнительные точки с помощью формул

, (28)

. (29)

Для расчёта линейных участков кривых определяют значения в двух точках, например, при и

Для посадочной кривой без учета влияния экрана земли Точка, соответствующая появлению срывных явлений на крыле, Для посадочной кривой с учетом влияния экрана земли Точка, соответствующая появлению срывных явлений на крыле,

По построенным кривым определяем критические углы атаки при посадке без учета влияния экрана земли ; при посадке с учетом влияния экрана земли

 

2.5 Расчет и построение крейсерских кривых

Расчёты крейсерских кривых проводят для полётной конфигурации самолёта, когда шасси и средства механизации убраны, высота полёта расчётная .

Ощутимое влияние числа Маха, т.е сжимаемости, на коэффициент подъёмной силы начинается примерно при М = 0,4 и возрастает с дальнейшим увеличением числа Маха. В расчете и построении данных кривых для самолетов с турбореактивными двигателями берут следующие значения чисел Маха:

Расчёт и построение кривых с учетом сжимаемости производим по формулам:

, (30)

. (31)

где и

При

Дальнейшие расчёты производятся по формулам аналогичным предыдущим.

Таблица 3. Крейсерские кривые

М			0,7	0,8	0,85	0,9	0,95
	0,115	0,063	0,088	0,105	0,119	0,144	0,201
	0,438	0,238	0,334	0,397	0,453	0,547	0,764

 

По данным таблицы строят крейсерские кривые зависимости (рис. 4, стр.43). Из рисунка 4а видно, что степень возрастания увеличивается при приближении числа Маха к единице.

3 Расчет и построение поляр

3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры

Вспомогательную поляру строят для полётной конфигурации самолёта при минимальной скорости полёта, убранных шасси и механизации крыла, высоте Н = 0 и без учёта влияния экрана земли.

Поляру или зависимость между и самолета при изменении угла атаки , приближенно рассчитывают и строят исходя из предположений, что подъемная сила самолета в основном создается крылом, а сила сопротивления самолета складывается из сопротивлений отдельных элементов самолета с учетом их взаимного влияния. В связи с этим самолета принимают равным крыла, а коэффициент лобового сопротивления рассматривают как сумму

где – коэффициент профильного («вредного») сопротивления самолёта,

зависящий от конфигурации самолёта и отдельных его частей, качества поверхности самолёта, режима полёта (высота, скорость);

– приращение коэффициента профильного сопротивления;

– коэффициент вихревого индуктивного сопротивления.

 

В летном диапазоне углов атаки на докритических скоростях полета коэффициент не зависит от и представляет собой сумму коэффициентов сопротивления отдельных элементов самолета с учетом интерференции, приведенных к крылу

(32)

где n – количество одинаковых элементов;

– коэффициент профильного сопротивления к – го элемента;

– характерная площадь к – го элемента (табл.1, стр.4-7);

– множитель, учитывающий сопротивление различных не учтённых мелких элементов, омываемых потоком, например, датчиков приборов, антенн, щелей в сочленениях и пр.

Коэффициент учитывает сопротивление трения, давления, интерференции и может быть определен по формуле

(33)

 

где 1). – коэффициент сопротивления трения плоской пластины, эквивалентной рассматриваемому элементу, т.е. элементу, имеющему такую же площадь поверхности, омываемому потоком, такой же характерный линейный вдоль потока и такую же относительную координату – точки перехода ламинарного пограничного слоя (ЛПС) в турбулентный пограничный слой (ТПС).

Коэффициент зависит от режимов течения в пограничном слое, характеризуемого, с одной стороны, координатой , а с другой стороны – числом Re. С увеличением , т.е. с увеличением длины ламинарного участка пограничного слоя, коэффициент убывает, а с увеличением числа Re – вначале убывает до зоны автомодельности, а затем остается постоянным. Цифра 2 перед коэффициентом означает, что за характерную площадь крыльевого элемента (крыло, горизонтальное и вертикальное оперение) принимают площадь в плане, хотя в обтекании потоком и создании аэродинамических сил (в данном случае – это сопротивление трения) принимает участие вся поверхность, т.е. обе стороны плоской поверхности. Аналогично для элементов, близких по форме к телам вращения (фюзеляж, гондолы двигателей и шасси) ха характерную площадь принимают половину «смоченной» поверхности.

(34)

Величину определяют в зависимости от и Re по графику (рис. 17, [1]).

Число Рейнольдса определяют по формуле

, (35)

где L – характерный линейный размер рассматриваемого элемента, измеряемый вдоль потока (например, для крыльевых элементов – это хорда; для тел вращения – фюзеляж, гондола – длина) (табл.1, стр.4-7);

– коэффициент кинематической вязкости воздуха на высоте Н = 0; (Приложение [1]).

Минимальная скорость полёта рассчитывается по формуле

, (36)

где – полетный вес самолета, кГ (стр.9);

– плотность воздуха на нулевой высоте, (приложение [1]);

– максимальная величин , рассчитанная ранее (стр. 11).

 

Данные для расчета:

2). Коэффициент учитывает режим течения в пограничном слое (координата ), а также то, что рассматриваемый элемент самолёта отличается от плоской пластины и имеет телесную форму, т.е. учитывает сопротивление давления, имеющееся у элементов самолёта в отличии от плоской пластины, расположенной вдоль потока.

Коэффициент определяется по графикам в зависимости от относительной толщины и координаты для крыльевых элементов (рис. 18а,б [1]).

3). Коэффициент учитывает влияние сжимаемости воздуха на коэффициент сопротивления. Он зависит от числа Маха, относительной толщины (для крыльевых элементов) или удлинения носовой части (для тел вращения) и относительной координаты точки перехода ЛПС в ТПС . При для крыльевых элементов величину определяют по рис. 19а ([1]), а для тел вращения по рис. 19б ([1]).

Удлинение носовой части тел вращения было определенно (табл.1, стр.4). Исключение составляет случай работающего турбореактивного двигателя, для которого можно определить по формуле

(37)

где – диаметр воздухозаборника по передней кромке. В случае неработающего двигателя

4). Коэффициент учитывает взаимное влияние частей самолета при обтекании воздушным потоком мест их сочленения. Его рассчитывают по формуле

, (38)

где – коэффициент, зависящий от взаимного положения крыла и фюзеляжа, формы поперечного сечения фюзеляжа и составляющий для низкоплана с фюзеляжем круглого сечения – 0,25;

– относительная площадь, занятая фюзеляжем (табл.1, стр.4).

 

 

Фонари пилотских кабин создают добавочное профильное сопротивление, которое зависит от типа самолёта и формы фонарей. Коэффициент сопротивления , создаваемая фонарями кабины пилотов, отнесённый к площади миделевого сечения фюзеляжа , составляет (для данного самолета – кабина пилотов с плавным переходом задней части фонаря в фюзеляж)

Таблица 4

Расчётная величина	Хорда крыльевого элемента	Длина тел вращения	Прочие детали
Крыло	Горизонтальное оперение	Вертикальное оперение	Пилон двигателя	Фюзеляж	Гондола двигателя	Фонарь кабины пилотов
Линейный размер	4,61	2,96	4,01	4,95	31,12	5,02	3,78
	10,4	6,6	9,0	11,1	69,9	11,3	8,5
	0,0061	0,0065	0,0062	0,0061	0,0046	0,006	0,0063
	0,12	0,10	0,11	0,07	9,03	2,48	1,10
	1,38	1,27	1,32	1,16	1,09	1,53	-
	0,937
	0,007887873	0,008255	0,008184	0,007076	0,005014	0,00918	0,012
	126,20	31,79	19,00	0,75	134,00	9,09875	2,1
n
	0,99545	0,26243	0,15550	0,01061	0,67190	0,25058	0,02520
	0,019357

 

По формуле (32) определяем коэффициент профильного («вредного») сопротивления самолета

При увеличении угла атаки диффузорный эффект в местах сочленения крыла и фюзеляжа усугубляется, отрывные зоны расширяются, в результате чего сопротивление интерференции возрастает. Приращение коэффициента профильного сопротивления ,

вызванное этим влиянием, определяют как функцию безразмерной величины по формуле

 

, (39)

Коэффициент вихревого индуктивного сопротивления самолёта , определяют по формуле

, (40)

где – поправка, учитывающая форму крыла в плане (удлинение, сужение) (рис.20, [1]).

Множитель учитывает увеличение индуктивного сопротивления за счёт проявления сжимаемости воздуха. Влияние сжимаемости воздуха на величину практически проявляется примерно со скорости, соответствующей М = 0,4.

Так как расчетное число , множитель не учитывается в расчете вспомогательной поляры.

При расчёте вспомогательной поляры скорость полёта невелика, , поэтому волновое сопротивление отсутствует, т.е. . Уравнение вспомогательной поляры для рассматриваемого случая имеет вид

(41)

 

Значения определяем по вспомогательной кривой (рис.3, стр.42, кривая 1). Величина найдены ранее (стр. 11).

Результаты расчета вспомогательной поляры по формуле (41) записываем в табл. 5.

Таблица 5.

	(-1,2)							(23,625)
		0,1757	0,3640	0,5522	0,7405	0,9287	1,1170	1,2817
		0,1371	0,2840	0,4308	0,5777	0,7246	0,8715	1,0000
					0,0004	0,0029	0,0127	0,0354
		0,0309	0,1325	0,3049	0,5483	0,8625	1,2476	1,6427
		0,0025	0,0106	0,0245	0,0440	0,0692	0,1002	0,1319
	0,0194	0,0218	0,0300	0,0438	0,0637	0,0915	0,1322	0,1866

 

 

По полученным значениям , строим вспомогательную поляру (рис.3, стр.42) и производим на ней разметку углов атаки. Поляру строим в системе координат, совмещенной с координатными осями вспомогательной кривой.