Методичні рекомендації до виконання курсового проекту

На початку розрахунків курсового проекту мають бути наве­дені:

1. Основні вихідні дані (креслення літака в трьох проекціях), масові та геометричні характеристики літака, характерні висоти, на яких виконується оцінювання аеродинамічних характеристик літака.

2. Згідно з варіантом завдання на курсовий проект з додатку 1 необхідно вибрати вихідні дані для розрахунків.

Пояснювальна записка до курсового проекту складається з таких частин:

1. Вступ.

2. Основна частина (поділяється на кілька розділів).

3. Список літератури.

4. Додатки.

Вступ

У вступі обґрунтовується актуальність теми, що вивчається, її практична значущість; визначаються об'єкт, предмет, мета і зав­дання дослідження; розглядаються методи, за допомогою яких во­но виконувалось; розкриваються структура роботи та її основний зміст. Обов'язковою частиною вступу є огляд літератури з теми дослідження, у який включають найбільш цінні, актуальні роботи (8-10 джерел.

Основна частина

В основній частині наводиться опис розрахунків відповідних етапів польоту. Дані розрахунків зводяться в таблиці. Таблиці не­обхідно подавати в роботі безпосередньо після тексту, де вони зга­дані вперше або на наступній сторінці. Цифрова інформація в таб­лицях має бути компактною. Слово «Таблиця» пишеться без скорочення і розміщується у правому верхньому куті таблиці над її тематичним заголовком. Нумерують таблиці арабськими цифрами порядковою нумерацією у межах розділу, за винятком таблиць, на­ведених у додатках.

Таблиці з великою кількістю рядків можна переносити на наступну сторінку. При поділі таблиці на частини допускається заміняти заголовки стовпців або рядків номерами, нумеруючи їх у першій частині таблиці.

Графіки наводять для зображення функціональної залежнос­ті і швидкого знаходження функції за значенням аргументу. Осі абсцис і ординат на графіках креслять суцільними лініями. Якщо числові значення занадто великі, тенденція зміни параметра є ві­домою і незмінною, допускається розрив осі ординат. Ілюстрації (креслення, графіки) позначаються словом «Рис.» і нумеруються послідовно в межах розділу. Номер та назву розділу розміщують під ілюстрацією.

Висновки

Висновки завершують роботу. У них підводять підсумки проведених досліджень. Висновки формулюють у вигляді окремих лаконічних і, головне, конкретних положень, які підсумовують екс­периментальні результати проведеного дослідження. У пункти висновків можуть бути включені узагальнені цифрові дані, одер­жані автором. Висновки повинні містити відповідь на питання, що були сформульовані у вступній частині.

Список літератури

Список літератури - це перелік джерел, які були використа­ні під час виконання роботи і на які є посилання в тексті. Бібліо­графічний опис літератури має бути повним, оскільки він дає мож­ливість судити про поінформованість автора з певної тематики.

Використані джерела рекомендується розміщувати в порядку згадування в тексті за їх наскрізною нумерацією. Не слід включати до списку роботи, на які не було посилання в тексті.

Бібліографічний опис виконується мовою оригіналу .

Додатки

Ілюстрації можна оформляти у вигляді додатків. Усі додатки повинні мати порядкову нумерацію та назви, що відповідають їхньому змісту. Нумерація аркушів з до­датками продовжує загальну нумерацію сторінок основного тексту роботи.

РОЗДІЛ 1.

ГЕОМЕТРИЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРАНСПОРТНОГО

ЛІТАКА

1.1. Основні елементи пленеру літака та їх призначення

Планер транспортного літака включає такі основні елементи: крило, фюзеляж, оперення, силову установку, шасі.

Крило як основна несуча поверхня служить для створення підйомної сили, необхідної для урівноваження сили тяжіння літака на всіх режимах польоту.
Фюзеляж транспортного літака служить для розміщення в ньому екіпажу, пасажирів, устаткування, вантажів. Він об'єднує в єдине ціле всі інші елементи планера.

Оперення (горизонтальне і вертикальне) служать для забезпечення сталого керованого польоту на всіх режимах польоту та виконання заданого маневру. До оперення літака відносять нерухомі (стабілізатор і кіль) і рухомі (кермо висоти і напряму) частини горизонтального і вертикального оперення. Силова установка являє сукупність двигунів з агрегатами та системами пристроїв, що забезпечують надійну роботу двигунів в процесі його експлуатації. При зовнішньому розміщенні двигунів на літаку їх укладають в зручно обтічні мотогондоли, що покращує аеродинамічну компоновку літака. Мотогондоли можуть розміщуватися під крилом, на крилі або в хвостовій частині фюзеляжу. Шасі призначено для здійснення зльоту і посадки літака і пересування по землі. В даний час транспортні літаки, як правило, забезпечені шасі, яки вбираються у польоті. Перераховані основні елементи планера транспортного літака мають певну геометричну форму і відповідні геометричних характеристик.

Аеродинамічні характеристики літака залежать від режиму польоту і від геометричних характеристик елементів планера. За цим вихідними даними для розрахунку аеродинамічних характеристик завжди є заданий режим польоту (висота і швидкість) і розрахункова схема літака, за якою визначають всі необхідні для аеродинамічного розрахунку геометричні характеристики елементів планера.

1.2. Геометричні характеристики крила і оперення

Крило, стабілізатор і кіль літака геометрично схожі між собою, що дозволяє об’єднати розгляд їх основних геометричних характеристик.

До основних геометричних характеристик крила і оперення відносяться: профіль, хорди (центральна , бортова , кінцева , середня аеродинамічна , середня ), відносна товщина профілю , розмах l, кути стрілоподібності (по передній кромці , по лінії 0,25 хорд , по лінії 0,5 хорд , по задній кромці ), кут поперечного Vкрила ψ, кут крутки крилаφ, площа S, видовження λ, звуження η.

У аеродинамічному розрахунку використовують геометричні характеристики частин крила і оперення, омиваних потоком. Ці геометричні характеристики відзначаються індексом '.

1. 3. Геометричні характеристики фюзеляжу і мотогондол.

До основних характеристик фюзеляжу літака і мотогондол відноситься довжина фюзеляжу і мотогондоли , площа міделевого перетину фюзеляжу мотогондоли , еквівалентний діаметр фюзеляжу і мотогондоли , подовження фюзеляжу і мотогондоли .

Таким чином визначаються основні характеристики елементів планера необхідні для аеродинамічного розрахунку.

Аеродинамічні характеристики деяких профілів и стандартна атмосфера (по ГОСТ 4401-73) наведені в додатках 1 і 2 відповідно.

На рис. 1.1. наведено розрахункову схему транспортного літака, а усі його геометричні характеристики зводяться у таблицю 1.1.

Таблиця 1.1 Геометричні параметри ЛА, необхідні для розрахунку його аеродинамічних та льетно-технічних характеристик
	основни означення	формула для визначення	п
Профіль крила
3.
5.		=
Крило
6.	l , м
7.	b0 , м
8.	bk , м
9.	bср., м	B ср = S / l
10.	b А , м
11.	z A , м

Подовження табл. 1.1
12.	x A , м	tgc
13.	S, м2	-
14.	S¢, м2	-
15.	S², м2	S² = S - S¢
16.	l	l = l 2 / S
17.	h	b 0 / b k
18.	, град	-
19.	, град	-
20.	y , град	-
21.	j , град	-
22.		/ 2
Горизонтальне оперення
6.	Lго , м	-
7.	b0 го, м	-
8.	bk го, м	-
9.	bср го , м	bср го = S го / l го
10.	S го , м2	-
11.	S го¢ , м2	-
12.	S го² , м2	S² = S - S¢
13.	l го	l = l 2 / S
14.	h го	b 0 / b k
15.	го	/ 2
Вертикальне оперення
16.	L во , м	-
17.	b0 во , м	-
18.	bk во , м	-
19.	bср во , м	bср во = S во / l во
20.	S во , м2	-
21.	S во¢ , м2	-
22.	S во² , м2	Sво² = Sво - Sво¢
23.	l во	lво = lво 2 / S
24.	h во	b0 во/ b k во
25.	во	/ 2
Фюзеляж и гондоли двигунів
26.	L ф , м	-
27.	b ф , м	-
Скінчення табл. 1.1
28.	h ф , м	-
29.	SM , м2	bф × hф
30.	dM экв , м	dM экв =
31.	lф	l ф =L ф /dM экв

Рис. 1.1. Розрахункова схема транспортного літака

РОЗДІЛ 2.

АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРАНСПОРТНОГО

ЛІТАКА

До основних аеродинамічних характеристик транспортного ЛА відносяться коефіцієнти підйомної сили та лобового опору, поляри і аеродинаміч-на якість ЛА на всіх режимах польоту. Розраховуються також відносна координата фокуса за кутом атаки і коефіцієнт моменту тангажа. Числові значення цих аеродинамічних характеристик залежать від аеродинамічного компонування літака, його геометричних параметрів, швидкості, висоти польоту та інших експлуатаційних факторів. При цьому в наближених розрахунках приймають, що піднімальна сила ЛА дорівнює підйомній силі, створюваної крилом.

Розглянемо, як наближено розраховуються основні аеродинамічні характеристики транспортних ЛА з ТРДД та ТВД заданого аеродинамічного компонування.

2.1. Коефіцієнт підйомної сили

Коефіцієнт підйомної сили входить в вираз підйомної сили Y літака і при кутах атаки α, не перевищують кут атаки початку відриву потоку на крилі s w:ascii="Cambria Math" w:h-ansi="Cambria Math"/><wx:font wx:val="Cambria Math"/><w:b/><w:i/><w:sz w:val="28"/><w:sz-cs w:val="28"/><w:lang w:val="RU"/></w:rPr><m:t>РЅСЃ</m:t></m:r></m:sub></m:sSub></m:oMath></m:oMathPara></w:p><w:sectPr wsp:rsidR="00000000"><w:pgSz w:w="12240" w:h="15840"/><w:pgMar w:top="1134" w:right="850" w:bottom="1134" w:left="1701" w:header="720" w:footer="720" w:gutter="0"/><w:cols w:space="720"/></w:sectPr></wx:sect></w:body></w:wordDocument>"> .

(2.1)

s w:ascii="Cambria Math" w:h-ansi="Cambria Math"/><wx:font wx:val="Cambria Math"/><w:b/><w:i/><w:sz w:val="28"/><w:sz-cs w:val="28"/><w:lang w:val="RU"/></w:rPr><m:t>РЅСЃ</m:t></m:r></m:sub></m:sSub></m:oMath></m:oMathPara></w:p><w:sectPr wsp:rsidR="00000000"><w:pgSz w:w="12240" w:h="15840"/><w:pgMar w:top="1134" w:right="850" w:bottom="1134" w:left="1701" w:header="720" w:footer="720" w:gutter="0"/><w:cols w:space="720"/></w:sectPr></wx:sect></w:body></w:wordDocument>"> , лінійно залежить від кута атаки і визначається у вигляді

. (2.2)

У виразах (2.1) і (2.2) прийняті наступні позначення:

– швидкісний напір;

– похідна яка показує, на скільки змінюється коефіцієнт при зміні кута атаки на 1 град на даній швидкості польоту;

– кут атаки літака, град;

– кут атаки нульової підйомної сили, град.

2.1.1. Розрахунок похідної літака

Похідна омиваємої частини крила у польотному діапазоні кутів атаки обчислюється залежно від геометричних параметрів крила та числа М польоту за наступною формулою

,(2.3)

чи

, (2.4)

де: ; ; – кут стрілоподібності крила по задній кромці; – кут стрілоподібності по передній кромці.

Для зручності користування виразом (2.3) на рис. 2.1, а … 2.1, е наведено графічні залежності .

При числах М ≤ 0,4 вважають, що стісклість повітря не проявляється, отже, похідна від числа Мне залежить і визначається по виразу (2.3), чи по виразу (2.4), чи рис. 2.1 при числі М = 0,4.

При числах М > 0,4 необхідно в розрахунках по формулі (2.3) чи по рис. 2.1 враховувати вплив чисел М польоту. Максимального значення похідна досягає при числі , величину якого можна обчислити за допомогою виразу (2.5) чи по рис. 2.2.

,(2.5)

По знайденим значенням похідних для вибраних чисел М визначаються похідні літака

(2.6)

Розглянемо приклад розрахунку залежності похідної транспортного літака с ТРДД від числа М польоту.

Дано: профіль крила NACA 23011, = 11%; =8,4; ; =28⁰;

=9⁰; S’ =250м²; S = 300м²; =0,833; ;

.

Результати розрахунку наведено в таблиці 2.1 а також у вигляді графічної залежності (рис. 2.3).

Рис.2.1. Залежності

Рис. 2.2. Залежності

Таблиця 2.1

№ п/п	Розрахункова величина	Числа М	Приміт- ка
0,2	0,4	0,5	0,6	0,7	0,77
1.		-	7,70	7,27	6,72	6,00	5,36	-
2.		-	0,0105	0,0109	0,0115	0,0125	0,0135	рис.2.1
3.		0,088	0,088	0,092	0,097	0,105	0,113	(2.4)
4.		0,073	0,073	0,077	0,081	0,087	0,094	(2.6)

Рис. 2.3. Залежність , побудована по даним таблиці 2.1

2.1.2. Кут атаки нульової підйомної сили

Кут атаки нульової підйомної сили крила залежить від кривизни профілю і від кромки крила , тобто

. (2.7)

Величина кута визначається по характеристикам профілю (див. додаток 1), величина кута може бути визначена по формулі

, (2.8)

де j– кут кромки крила в град;

– похідна, обчислювана по виразу (2.9) чи по рис. 2.4, у випадку лінійної крутки крила

.(2.9)

Рис.2.4. Залежності

Кут атаки літака можна представити у вигляді суми

,(2.10)

де: – кут атаки фюзеляжу (відносно поздовжньої осі фюзеляжу); –кут установки крила.

2.1.3. Залежність коефіцієнта підйомної сили від кута атаки літака (польотна конфігурація)

Залежність коефіцієнта від кута атаки відноситься до числа найбільш важливих характеристик ЛА і в діапазоні кутів атаки визначається виразом (2.2). Максимальне значення коефіцієнта залежить від максимального коефіцієнта підйомної сили профілю , звуження, стрілоподібності крила, числа Re і може бути розраховано за допомогою виразу

,(2.11)

де: коефіцієнти, які враховують форму крила в плані і число Re, визначаються виразами (2.12), (2.13), (2.14) чи по графікам рис. 2.5, 2.6, 2.7, відповідно.

, (2.12)

, (2.13)

, (2.14)

де: – число Re при якому отримано значення коефіцієнта в аеродинамічній трубі (див. додаток 1).

Рис.2.5. Залежність коефіцієнта від звуження крила

Рис.2.6. Залежність коефіцієнта від стрілоподібності

і звуження крила

Рис.2.7. Залежність коефіцієнта від числа Re

Розглянемо приклад розрахунку і побудову залежності транспортного літака в польотній конфігурації при числі М = 0,2.

Дано: профіль крила NACA23011; ; ; ;

; ; H=0; ; ;

; ; ; (рис.2.4).

.

(рис.2.5); (рис.2.6).

.

; (рис.2.7).

; (рис.2.3)

.

Задаемся: ; ; ;

. .

.

Побудова залежності коефіцієнта підйомної сили від кута атаки проводиться таким чином. Розраховують значення і . Лінійну частину в залежності будують по двом точкам, наприклад, при і , користуючись виразом (2.2). Критичний кут атаки знаходять, відступаючи вправо від точки перетину ліній і (α)на . Визначають значення коефіцієнта . Нелінійна частина в залежності будується по лекалу. Розраховану залежність наведено на рис. 2.8.

Рис.2.8. Побудова залежності (польотна конфігурація)

2.1.4. Залежність коефіцієнта підйомної сили від кута атаки літака (зльотно-посадочна конфігурація)

Залежність коефіцієнта від кута атаки літака у зльотно-посадочної конфігурації (механізація крила випущена під час зльотного чи посадочного положення) розраховується за виразом

, (2.15)

де: – значення коефіцієнта підйомної сили літака на даному куті атаки в польотній конфігурації (без механізації), обчислена за методикою, викладеною в 2.1.3; – прирощення коефіцієнта підйомної сили, обумовлене механізацією крила (закрилками і предкрилками) з відомими геометричними параметрами відхиленою на кут ; – прирощення коефіцієнта , обумовлене впливом близькості землі на зльоті і посадці; – прирощення коефіцієнта , обумовлене обдувкою крила гвинтами (для літака с ТВД).

В наближених розрахунках вважають, що прирощення коефіцієнта дорівнює сумі прирощень, обумовлених кожним видом механізації з урахуванням форми крила в плані і площі, «обслуговуємої» механізацією:

,(2.16)

де n – кількість відхилених видів механізації, – приріст коефіцієнта підйомної сили крила, який визваний i – м видом механізації, визначається за допомогою виразу (2.17) чи по графікам рис. 2.9, а) … 2.9, з) для механізації задньої кромки крила, а для механізації передньої кромки – по виразам (2.18), (2.19) ;

– відносна площа крила «обслуговуюча» i-тім видом механізації, визначається за допомогою виразу (2.20);

– коефіцієнти, яки враховують вплив форми крила і механізації в плані та числа Re на зльоті і посадці на приріст коефіцієнта , визначається по методиці, викладеній в 2.1.3, де замість потрібно брати чи (див. рис. 2.12), числа для механізації задньої кромки брати з таблиці 2.2, для нещелевого передкрилка і носка, який відхиляється, для щільового передкрилка .

,(2.17)

де – відносна товщина профілю крила;

– кут відхилення механізації задньої кромки, град;

– відносна хорда механізації задньої кромки крила в якості середніх значень приймають:

0,2 – прості щитки і прості закрилки;

0,25 – щільові закрилки і видвіжні щільові закрилки (графіки рис.2.9, а) … 2.9, з) побудовані для середніх значень );

– коефіцієнти, враховуючи вплив форми крила в плані і виду механізації задньої кромки на приріст коефіцієнта , середнє значення наведені в таблиці 2.2.

Таблиця 2.2
Вид механізації
Простий щиток	0,160	0,546	0,445	-0,010	6,0
Простий закрилок	0,091	0,724	0,538	-0,007	6,0
Однощільовий закрилок	0,138	0,804	0,783	-0,006	3,5
Здвіждній однощільовий закрилок	1,235	0,129	0,749	-0,010	3,5
Двухщільовий закрилок	0,164	0,804	0,783	-0,006	6,0
Трьохщільовий закрилок	0,187	0,804	0,783	-0,006	6,0
Закрилок Фаулера	0,196	0,804	0,783	-0,006	3,5
Двухщельовий закрилок Фаулера	0,263	0,804	0,783	-0,006	3,5

Механізація передньої кромки (нещелевого чи відхиляємого носка) дещо знижує значення коефіцієнта в експлуатаціоном діапазоні кутів атаки і збільшує максимальне значення коефіцієнта . Приріст коефіцієнта , визваний нещільовим передкрилком і відхиляємим носком на кутах атаки , можна оцінити виразом (2.18), а щільовим видвіжним передкрилком – виразом (2.19):

, (2.18)

, (2.19)

де – похідна крила (2.6); – зміна кута атаки , знаходиться по рис. 2.10; – кут відхилення механізації передньої кромки крила, град;

– відношення середньої хорди ділянки крила з випущеним передкрилком та середньої хорди тієї самої ділянки крила з закритим передкрилком (див. рис. 2.10).

,(2.20)

де: – частина площі крила, обмеженої продовженням по потоку габаритних хорд відповідного виду механізації, визначається по розрахунковій схемі; – звуження крила; – відносний розмах механізації, наприклад, для закрилка (рис. 2.11).

Максимальне значення коефіцієнта підйомної сили крила з механізацією без врахування впливу близькості землі визначається в наступному вигляді

,(2.21)

де – максимальне значення коефіцієнта немеханізованого крила (див. рис. 2.8);

– приріст коефіцієнта , визваний механізацією передньої і задньої кромки крила (2.16);

– приріст коефіцієнта , визваний механізацією передньої кромки крила, визначається по (2.22) і рис. 2.12.

 

,(2.22)

де – відносне подовження коефіцієнта , визначається по рис. 2.12.

Приріст коефіцієнта підйомної сили, визваний екрануючим впливом близькості землі на зльоті і посадці літака визначається в діапазоні кутів атаки за допомогою приближеного виразу (2.23) чи по рис. 2.13, а зменшення максимального коефіцієнта підйомної сили – виразами (2.24) і (2.25) чи виразом (2.24) і рис. 2.14.

Рис. 2.9. Залежності

Рис. 2.10. Вплив механізації передньої кромки крила на кут s w:ascii="Cambria Math" w:h-ansi="Cambria Math"/><wx:font wx:val="Cambria Math"/><w:b/><w:i/><w:sz w:val="28"/><w:sz-cs w:val="28"/><w:lang w:val="RU"/></w:rPr><m:t>0</m:t></m:r></m:sub></m:sSub></m:oMath></m:oMathPara></w:p><w:sectPr wsp:rsidR="00000000"><w:pgSz w:w="12240" w:h="15840"/><w:pgMar w:top="1134" w:right="850" w:bottom="1134" w:left="1701" w:header="720" w:footer="720" w:gutter="0"/><w:cols w:space="720"/></w:sectPr></wx:sect></w:body></w:wordDocument>">

Рис. 2.11. Залежність

Рис. 2.12. Залежність

Рис. 2.13. Вплив близькості землі на коефіцієнт

Рис. 2.14. Вплив близькості землі на коефіцієнт

. (2.23)

, (2.24)

де – відносна відстань між задньою кромкою механізації і поверхнею землі (див. рис. 2.13);

– значення максимального коефіцієнта крила з механізацією (2.21);

.(2.25)

Приріст коефіцієнта підйомної сили, обумовлене обдувкою крила гвинтами (літак з ТГД) , оцінюється по графікам рис.2.15 в залежності від площі, обдуваємої гвинтами , і питомого навантаження B на ометаему гвинтом площу F: .

Питоме навантаження B характеризує відносне збільшення швидкісного напору за гвинтом по відношенню до швидкісного напору незбуреного потоку. В розрахунках величина P тяги може бути прийнята по формулі [4]

,(2.26)

де – сила тяжіння літака на зльоті; k – число гвинтів.

 

Рис.2.15. Вплив обдування крила гвинтами на коефіцієнт

Побудова залежності коефіцієнта підйомної сили від кута атаки літака у зльотно-посадочній конфігурації проводиться наступним чином. Розраховують приріст коефіцієнта , обумовленій механізацією задньої і передньої кромок крила, впливом близькості землі і обдувкою крила гвинтами. Ці прирости наносять на залежність ЛА в польотній конфігурації (рис.2.8).

Розглянемо приклад розрахунку і побудови залежності транспортного літака у зльотно-посадочній конфігурації з урахуванням впливу близькості землі.

Дано: залежності і (див. рис.2.4 и 2.8); ; ;механізація крила на посадці – трьохщільовий закрилок , ; , , щільовий закрилок , , , ; механізація крила на зльоті – видвіжний однощільовий закрилок , , , , щільовий видвижний передкрилок , , ; ; ; ; ; ; ; ; ; M=0,2; ; ; трьох щільовий закрилок ,видвижний однощільовий закрилок ,щільовий видвижний передкрилок ; (посадка), 0,52 (зльот).

Залежність показано на рис. 2.16, а результати розрахунку залежності літака у зльотній і посадочній конфігурації наведено у таблиці 2.3.

Рис.2.16. Побудова залежності (зльотна. і посадочна конфігурації)

Таблиця 2.3
№ п/п	Розрахункова величина	Режими польоту	Примітка
зльот	посадка
		0,073	0,073	таб. 2.1
	(без.мех.)	1,54	1,54	(2.11)
		0,95	1,78	(2.17), рис.2.9, г.е
		-0,105	-0,192	(2.19)
		0,725	1,288	(2.16)
		0,357	0,638	(2.22)
Скінчення табл.. 2.3
		2,622	3,466	(2.21)
		0,175	9,185	(2.23), рис.2.13
		-0,295	-0,312	(2.24), рис.2.14
		2,327	3,154	–
		1,616	2,19	–

2.2. Коефіцієнт лобового опору

Сила лобового опору транспортного літака X складається з опору тертя , опору тиску (на числах ), хвильового опору (на числах ) і індуктивного опору по виразам:

, (2.27)

, (2.28)

де –коефіцієнт сили лобового опору літака при нульової піднімальної силі.

Сума опору тертя, тиску і хвильового опору (на близько звукових швидкостях польоту), вирахуваних при нульовій підйомній силі записується у вигляді

.(2.29)

Тоді вираз (2.27) з урахуванням (2.29) прийме вигляд

.(2.30)

Враховуючи, що

; ,

вираз (2.30) можна записати так

,(2.31)

де – коефіцієнт сили лобового опору літака при , який дорівнює сумі коефіцієнтів опору тертя , тиску чи хвильового ,

; (2.32)

– коефіцієнт індуктивного опору літака.

Опір літака складається з опору крила, горизонтального і вертикального оперення, фюзеляжу, мотогондол і інших частин, вирахуваних з урахуванням інтерференції. Тому коефіцієнт опору літака представляють у вигляді суми:

(2.33)

В цьому виразі коефіцієнти опору літака і його частин (крила , горизонтального оперення , вертикального оперення , фюзеляжу , мотогондол и ін.) складаються з суми коефіцієнтів і , розрахованих з урахуванням інтерференції.

2.2.1. Розрахунок коефіцієнта літака (польотна конфігурація)

Розглянемо методику розрахунку коефіцієнтів транспортного літака.

Для визначення коефіцієнта транспортного літака необхідно розрахувати коефіцієнті його частин (крила, горизонтального і вертикального оперення, фюзеляжу, мотогондол) з урахуванням інтерференції, потім додавати, подібно (2.33),

.(2.34)

(коефіцієнт 1,05 враховує збільшення за рахунок не врахованих джерел опору).

2.2.2. Коефіцієнт профільного опору крила

Коефіцієнт крила урахуванням інтерференції записується у вигляді

(2.35)

Сума коефіцієнтів тертя і тиску називають коефіцієнтом профільного опору і визначають виразом [4],

,(2.36)

де – відносна площа ковзання, визначається виразом (2.37) чи по рис. 2.17,

,(2.37)

тут

;(2.38)

– коефіцієнт лобового опору не стрілоподібного крила при , визначається виразом

; (2.39)

– коефіцієнт лобового опору стрілоподібного крила при , визначається виразом (2.40)

; (2.40)

– додатковий опір, обумовлений технологічними нерівностями поверхні крила (оперення), визначається у вигляді суми,

;(2.41)

тут дорівнює: 0,0012 – закльопка в потай, листи в стик; – щілці передкрилків; – щілці закрилків, елеронів, рулів.

В виразах (2.39) і (2.40) – коефіцієнт опору двухстороннього тертя плоскої пластини в нестіскаемому потоці, визначається по рис. 2.18 в залежності від числа

---

Поделиться:

Дата добавления: 2015-04-18; просмотров: 139; Мы поможем в написании вашей работы!; Нарушение авторских прав

---

123456Следующая ⇒