Определение коэффициента лобового сопротивления самолета

Коэффициент лобового сопротивления компоновки самолета с фюзеляжем, симметричным относительно плоскости X0Z ( ) при углах атаки для самолета с крылом малого удлинения, для самолета с крылом большого удлинения, определяется как сумма коэффициентов лобового сопротивления при нулевой подъемной силе – и индуктивного сопротивления :

. (4.1)

Коэффициент рассчитывается по формуле:

(4.2)

– коэффициенты лобового сопротивления с учетом интерференции фюзеляжа с крылом, горизонтальным и вертикальным оперениями; коэффициенты лобового сопротивления мотогондол, подвешиваемых грузов и надстроек с учетом интерференции;

–коэффициент, учитывающий дополнительное сопротивление, обусловленное технологическими неровностями поверхности (стыковочные узлы, люки, царапины) , = 0.003 …0.004 ;

– коэффициент торможения потока в районе вертикального оперения. При , при можно принять равным (рис. 2.20а);

К – поправочный коэффициент, уточняющий формулу (4.2) на неучтенные факторы, К =1.05 …1.1.

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета рассчитывается по формуле: (4.3)

где А – коэффициент отвала поляры,

– коэффициент подъемной силы самолета.

4.1. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа самолета при нулевой подъемной силе отличается от соответствующего коэффициента изолированного фюзеляжа коэффициентом донного давления в диапазоне чисел Маха , что учитывается при расчете коэффициента донного сопротивления фюзеляжа .

Расчет коэффициента лобового сопротивления изолированного фюзеляжа при нулевой подъемной силе выполняется по соотношению: (4.4)

где – коэффициент лобового сопротивления трения,

– коэффициент лобового сопротивления давления.

Коэффициент лобового сопротивления трения определяется по формуле: (4.5)

где – коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке для полностью турбулентного

Рис 4.1 Зависимость удвоенного коэффициента трения плоской пластинки от числа Rе и в несжимаемом потоке, – относительная координата точки перехода л.п.с в т.п.с.

Рис 4.2 Зависимость коэффициента трения плоской пластинки от числа М_¥

пограничного слоя (рис 4.1), – число Рейнольдса, рассчитанное по длине фюзеляжа ,

– коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости (рис 4.2),

– коэффициент формы, учитывающий отличие фюзеляжа от плоской пластины (рис 4.3), – площадь омываемой поверхности фюзеляжа (боковой, без площади поверхности донного среза),

– кинематический коэффициент вязкости, определяемый по таблице стандартной атмосферы в зависимости от высоты полета.

Рис 4.3

Коэффициент сопротивления давления определяется по формуле:

где – соответственно коэффициенты сопротивления давления носовой и кормовой частей, донного сопротивления, отнесенные к площади миделевого сечения .

Коэффициент сопротивления давления заостренной носовой части определяется по графикам рис. 4.4 а,б для конической и оживальной (в частности параболической) носовых частей. Если носовая часть затуплена, то необходимо учесть сопротивление от затупления. На рис 4.5 а,б приведены примеры конической (а) и оживальной (б) носовых частей, где r – радиус сферического затупления носовой части.

Коэффициент сопротивления конической носовой части с затуплением (рис. 4.5а) рассчитывается по соотношению: (4.7)

где – коэффициент сопротивления исходной, без затупления , конической носовой части (рис. 4.4а).

Коэффициент сопротивления оживальной (параболической) носовой части с затуплением (рис 4.5б) определяется по соотношению:

, (4.8)

где – коэффициент сопротивления исходной, без затупления, оживальной носовой части (рис. 4.4б), , – дополнительный коэффициент сопротивления сферического затупления, определяемый по графику рис. 4.6

Рис. 4.4а. График для расчета конической носовой части

Рис. 4.4б. График для расчета носовой части с параболической образующей

Рис 4.5а Рис 4.5б

Рис 4.6

Фюзеляж с воздухозаборником двигателя, рассчитанным на дозвуковые и малые сверхзвуковые скорости, представляет собой простой диффузор без центрального конуса. На больших сверхзвуковых скоростях применяют воздухозаборник с центральным телом. Такой воздухозаборник характеризуют следующие геометрические параметры: угол полураствора центрального конуса и вынос конуса относительно обечайки диффузора, изменяющийся в зависимости от числа Маха набегающего потока (рис.4.7).

В общем случае, коэффициент сопротивления носовой части фюзеляжа, выполненной в виде тела вращения с центральным воздухозаборником, представляется в виде:

(4.9)

где площадь входного сечения воздухозаборника, – площадь миделевого сечения фюзеляжа, – коэффициент лобового сопротивления носовой части с протоком при = 1 (рис 4.8 а,б) , – коэффициент расхода воздуха, – коэффициент добавочного сопротивления воздухозаборника, возникающий при < 1, (рис. 4.10), – коэффициент подсасывающей силы воздухозаборника, которая теоретически полностью реализуется при определенном закруглении кромок воздухозаборника и криволинейных обводов носовой части фюзеляжа.

Сверхзвуковые самолеты имеют острые кромки воздухозаборника. В этом случае подсасывающая сила на его кромках практически не реализуется.

Современные воздухозаборники проектируются таким образом, что при всех расчетных режимах работы двигателя = 1 (рис. 4.7). Тогда соотношение (4.9) принимает вид: (4.10)