Изчисляване и изграждане на полярната на ALS изчисляване на коефициента на съпротивление изчисляване на коефициента
Изчисляване на коефициента на съпротивление
За изграждането на полюса е необходимо да се знае зависимостта на коефициентите на подемна сила Su и челно съпротивление на самолета от ъгъла на атака.
Коефициентът на съпротивление на самолета е сумата от коефициентите на профилно и индуктивно съпротивление
където е коефициентът на съпротивление при нулево повдигане;
= - коефициентът на индуктивно съпротивление, произтичащ от създаването на повдигане.
Коефициентът на съпротивление на самолета Cx0 се отнася за площта на крилото S и се изчислява по формулата
където Cxcr, Cxgo, Cxvo, Cxf, Cxmg, Cxsh са коефициентите на съпротивление при Su=0 на изолираните крила, хоризонталните и вертикалните повърхности на опашката, фюзелажа, гондолите на двигателя и колесника; th и vo-относителни площи на хоризонталните и вертикалните опашки; См. Ж, См. М, См. Ш -средна част на фюзелажа, съответно гондолите на двигателя и колесника.
Коефициентът на съпротивление на крилото при Cy=0 се изчислява по формулата
където Cxr е коефициентът на съпротивление на профила; KA.B - коефициент на аеродинамично взаимодействие между крилото и фюзелажа; Spf - площта на крилото, заета от фюзелажа; - сумата от коефициентите на допълнително съпротивление, за да се вземе предвид чистотата на повърхността на крилото, прорезите в него и надстройките.
Коефициентът на устойчивост на профила може да се определи по формулата
където е коефициентът на триене на плоска плоча; - коефициент, отчитащ прехода от плоска плоча към избрания профил на крилото.
Коефициентът е показан на графиката (фиг. 2.10, а) в зависимост от числото на Рейнолдс, изчислено по формулата
където V е скоростта на полета; bmax е средната аеродинамична хорда на крилото; - коефициент на кинематичен вискозитет на въздуха. Стойността му зависи отвисочината на полета е показана на графиката на фиг. 2. 10, б.
Фигура 2.10 Към изчисляването на аеродинамичното съпротивление на крилото
Коефициентът също зависи от позицията на точката на преход от ламинарен към турбулентен граничен слой. Положението му от своя страна се определя от редица фактори, основните от които са формата на профила и чистотата на повърхността му, равномерността на настъпващия поток. Дори при достатъчно гладка повърхност на крилото, координатата на точката не надвишава частта от хордата на аеродинамичния профил, разположена пред максималната му относителна дебелина. За повечето профили (с изключение на ламинарните профили)Фигура 2.11 За определяне на коефициента на съпротивление на фюзелажа
Измитата повърхност на фюзелажа Som се изчислява според чертежа на общия изглед на самолета.
Точната стойност на коефициента може да се получи само чрез продухване. При проектирането на ALS неговата приблизителна стойност може да бъде взета от табл. 2. 2.
Таблица 2.2 Стойности на коефициентите Схф
За съжаление в табл 2.2 не включват стойностите на коефициентите за фюзелажите с лоша форма, които обикновено се използват на ALS. Това се обяснява с факта, че поради големия брой възможни конфигурации коефициентите на съпротивление варират в много широк диапазон. И за да се определят техните дори приблизителни стойности, са необходими прочиствания в аеродинамични тунели.
Стойностите на фоновия коефициент могат да се приемат, както следва:
Сенник с къс обтекател ______________ 0,040 Сенник с дълъг обтекател _______________0, 010 Сенник с дълъг обтекател, преминаващ в задната част на фюзелажа_0, 005
Коефициентът на съпротивление на гондолата на двигателя Cx mg се определя подобно на коефициента на съпротивление на фюзелажа.
Коефициентът на съпротивление на шасито може да се определи от формулата
където Cx е добреи Cx pc-коефициенти на съпротивление на основните и предните (задни) колела; Cx os и Cx ps - коефициенти на съпротивление на основния (заден) колесник;
Стойностите на коефициентите на съпротивление на колелата на шасито, в зависимост от формата на тяхното диаметрално сечение, могат да се приемат, както следва:
Елипсовидна__________________________ 0,25 Правоъгълна със заоблени ъгли___0,35 Правоъгълна (тип картинг)___________ 0,50
Благодарение на използването на обтекатели, челното съпротивление на колелата може да бъде намалено 2,3 пъти.
Стойностите на коефициентите на съпротивление на подпорите, пружините и другите структурни елементи в настъпващия поток могат да бъдат определени с помощта на данните в табл. 2. 3.
Таблица 2.3 Коефициенти на аеродинамично съпротивление на структурни елементи
Коефициентът на индуктивно съпротивление се определя по формулата
където е коефициент, който отчита удължението и стесняването на крилото; ef-ефективно разширение на крилото.
Стойността на коефициента b може да се вземе от графиката на фиг. 2. 12.
Фигура 2.12 За определяне на индуктивното съпротивление на ALS
За да определите ефективното аспектно съотношение на ALS крило, можете да използвате приблизителната формула
къде е разширението на крилото; Szan - площта на крилото, заета от фюзелажа и гондолите на двигателя (ако двигателите са разположени на крилото).
При изчисленията е удобно да се използва формулата (2. 22), написана в следната форма:
се нарича полярен tailoff коефициент.
Изчисляване на коефициента на повдигане на самолета
За ALS на нормална схема може да се счита, че повдигащата сила се създава само от крилото на самолета. Ако характеристикитена първоначалния профил на крилото са известни, тогава изчисляването на коефициента на повдигане на самолета се свежда до начертаване на зависимостта .
За ALS с аспектно съотношение на крилото повече от пет може да се приеме, че стойностите до ъглите на атака, равни на 14,16 °, се увеличават пропорционално (фиг. 2.13) и съответстват на стойностите на оригиналния профил.
Максималната стойност на коефициента на повдигане се определя по формулата
където Sumakhkr е максималната стойност на коефициента на повдигане на профила на крилото; - ъгъл на завъртане на профила по хордата.
Максималната стойност на коефициента на повдигане на крило без стреловидност може да се приеме равна на 92% от максималната стойност на първоначалния профил.
След определяне на Sumach стойността му се нанася на графиката (фиг. 2. 13) под формата на хоризонтална линия. От точката 4 на пресичането на две прави линии се отлага разстояние = 1 °, след което точки 2 и 3 се свързват с извита крива.
Фигура 2.13 Към изчисляването на коефициента на повдигаща сила на ALS
Конструкция на полярния самолет
Полярната на въздухоплавателното средство е крива, която описва зависимостта на коефициента на съпротивление Cx от коефициента на повдигане Su. Ъглите на атака също се нанасят върху тази крива.
За да се конструира полюса на самолета, е необходимо да има стойности на коефициентите Cx и Cy в зависимост от ъглите на атака. Удобно е да ги изчислите в таблица, съставена по модела на табл. 2.4,
Таблица 2.4 Изчисляване на аеродинамичните коефициенти
като предварително сте определили стойностите на коефициентите Cx0 и A. След като попълните таблицата, можете да започнете да рисувате полярната на фиг. 2.14.
Фигура 2.14 Полярни линии на самолет
За да направите това, в координатната система Su, Cx се нанасят точки, съответстващи на избраните ъгли на атака и свързани с гладкакрив.
Полярникът на самолета ви позволява лесно и бързо да определите редица важни аеродинамични характеристики, използвани при изчисляването на данните за неговите полетни характеристики.
Много важна характеристика, която оценява аеродинамичното съвършенство на самолета, е неговото аеродинамично качество. Увеличаването му е една от основните задачи на аеродинамичното оформление на самолета.
Аеродинамичното качество на самолета при всеки избран ъгъл на атака може да се определи по формулите:
Максималното съотношение на повдигане и съпротивление на самолета ще бъде при ъгъла на атака, съответстващ на точката на контакт на правата линия, минаваща през началото на координатите, начертана тангенциално към полярната.
Ъгълът на атака, съответстващ на най-високото аеродинамично качество на самолета, се нарича най-изгоден.
Кривата на съотношението повдигане и съпротивление на самолета, начертана в съответствие с полярната линия на фиг. 2.14 е показано на фиг. 2.15.
Фигура 2.15 Промяна в аеродинамичното качество на ALS в зависимост от ъгъла на атака на крилото
въз основа на материали: P.I. Chumak, V.F Krivokrysenko "Изчисляване и проектиране на ALS"