Расчёт и построение крейсерских поляр

Крейсерские поляры рассчитывают для полётной конфигурации самолёта и расчётной высоты полёта для тех же чисел Маха, что и крейсерские кривые , по формуле

, (56)

где – коэффициент «вредного» сопротивления самолёта (табл.4);

– коэффициент вихревого индуктивного сопротивления самолета, формула (40)

– коэффициент волнового сопротивления самолета, вычисляемый по формуле

, (57)

где – составляющая коэффициента волнового сопротивления, не зависящая от ;

– коэффициент волнового индуктивного сопротивления, зависящий от .

Числа Re следует вычислять для расчетной высоты полета и скоростей, определяемых по формуле

, (58)

где М = 0; 0,7; 0,8; 0,85; 0,9; 0,95;

– скорость звука на расчетной высоте (приложение [1]).

При М = 0, когда сжимаемость воздуха отсутствует, расчет Re ведут для (стр.11) на расчетной высоте

, (59)

при

, (60)

где L – длина соответствующего элемента, м (табл.1, стр. 4-7);

– кинематический коэффициент вязкости, м²/с (приложение [1]).

= 8000 м; = 308,105 м/с; = 2,9044 ∙ 10^-5 м²/с.

Для каждого значения числа Re по графику (рис.17 [1]) определяем ; для каждого значения числа М по графику (рис.19 [1]) определяем , затем рассчитываем .

Все расчеты по формулам (56)-(60) сведены в таблицу 10.

В результате расчетов в соответствии с табл.10 для каждого числа М определяем значение по формуле

(61)

Параметры	Крыльевые элементы	Тела вращения	Прочие детали
						Фонарь
М	Линейный размер	4,61	2,96	4,01	4,95	31,12	5,02	-
	0,12	0,10	0,11	0,07	9,03	2,48	-
							-
	1,38	1,27	1,32	1,16	1,09	1,53	-
							-
	0,937						-
	126,20	31,79	19,00	0,75	134,00	9,098	-
							-
	174,156	40,373	25,08	1,74	146,064	41,763	0,0252
		10,3547	6,6497	9,0051	11,1203	69,9120	11,2776	-
	0,0061	0,0065	0,0063	0,0060	0,0046	0,0060	-
	1,0000	1,0000	1,0000	1,0000	1,0000	1,0000	1,0000
	1,0624	0,2624	0,1580	0,0104	0,6719	0,2506	0,0252
	0,0199
0.7		34,2268	21,9802	29,7657	36,7575	231,089	37,277	-
	0,0052	0,0055	0,0053	0,0051	0,0038	0,0051	-
	1,1300	1,1200	1,1000	1,0700	1,0000	0,9600	-
	1,0233	0,2487	0,1462	0,0095	0,5550	0,2045	0,0252
	0,0181
0.8		39,1	25,1	34,0	42,0	264,1	42,6	-
	0,005	0,0054	0,0052	0,0049	0,0038	0,0049	-
	1,22	1,2	1,18	1,14		0,95	-
	1,0623	0,2616	0,1538	0,00972	0,5550	0,1944	0,0252
	0,0185
0.85		41,5611	26,6903	36,1440	44,6341	280,608	45,2653	-
	0,0049	0,0054	0,0051	0,0049	0,0037	0,0049	-
	1,2700	1,2500	1,2200	1,1900	1,0000	0,9400	-
	1,0838	0,2725	0,1560	0,0101	0,5404	0,1924	0,0252
	0,0186
0.9		44,0059	28,2603	38,2701	47,2596	297,114	47,9279	-
	0,0049	0,0054	0,0050	0,0048	0,0037	0,0049	-
	1,3200	1,3000	1,2800	1,2400	1,0000	0,9300	-
	1,1264	0,2834	0,1605	0,0104	0,5404	0,1903	0,0252
	0,0191

Таблица 10. Коэффициент профильного сопротивления самолёта

Продолжение таблицы 10

Параметры	Крыльевые элементы	Тела вращения	Прочие детали
						Фонарь
0.95		46,4507	29,8303	40,3963	49,8851	313,6213	50,5906	-
	0,0049	0,0054	0,0050	0,0047	0,0037	0,0047	-
	1,3800	1,3600	1,3400	1,2900	1,0000	0,9200	-
	1,1776	0,2965	0,1680	0,0105	0,5404	0,1806	0,0252
	0,0196

Расчёт поляр производят при , равных 0; 0.1; 0.2; …; 0.7, т.е при малых углах атаки, поэтому значением можно пренебречь. Коэффициент вычисляют по формуле (48).

Коэффициент волнового сопротивления крыла необходимо учитывать в связи с образованием местных сверхзвуковых зон и местных скачков уплотнения при обтекании крыла и других частей самолёта воздушным потоком. Его величина зависит от режима полёта и геометрических параметров обтекаемого тела. Рассчитываем по формуле

(62)

где , (63)

. (64)

В рассматриваемом диапазоне чисел Маха волновое сопротивление создаётся в основном крылом. Поскольку относительная толщина хвостового оперения меньше, чем у крыла, а стреловидность больше, критическое число Маха оперения больше, чем у крыла, поэтому волновые потери на оперении возникают позже, чем на крыле, и величина их в рассматриваемом диапазоне чисел Маха пренебрежимо мало по сравнению с крылом.

Удлинение фюзеляжей транспортных самолётов достаточно велико, в связи с чем фюзеляжа также существенно больше крыла, поэтому при расчёте крейсерских поляр волновое сопротивление фюзеляжа и гондол двигателей можно не учитывать.

При некотором числе Маха достигает максимального значения. Значение можно определить по формуле

. (65)

Коэффициент волнового индуктивного сопротивления крыла рассчитывают по формуле

, (66)

где – коэффициент вихревого индуктивного сопротивления для соответствующего значения и ;

– критическое число Маха при (табл.2, стр.8);

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

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

– относительная толщина профиля (табл.1, стр.4);

Данные для расчета:

Во всех расчётах следует учесть, что при .

Все расчеты сведены в таблицу 11

Таблица 11. Коэффициент лобового сопротивления самолёта

	0,766		0,01992				0,01992
0,7	0,01806				0,01806
0,8	0,01846				0,01846
0,85	0,01861		0,00001		0,01862
0,9	0,01907		0,00003		0,01910
0,95	0,01958		0,00008		0,01966
0,1	0,764		0,01992	0,00080			0,02072
0,7	0,01806	0,00112			0,01918
0,8	0,01846	0,00134		0,00002	0,01982
0,85	0,01861	0,00152	0,00001	0,00021	0,02036
0,9	0,01907	0,00184	0,00003	0,00100	0,02194
0,95	0,01958	0,00257	0,00008	0,00351	0,02574
0,2	0,757		0,01992	0,00321			0,02313
0,7	0,01806	0,00450			0,02255
0,8	0,01846	0,00535		0,00011	0,02393
0,85	0,01861	0,00610	0,00001	0,00111	0,02583
0,9	0,01907	0,00737	0,00004	0,00472	0,03119
0,95	0,01958	0,01029	0,00009	0,01590	0,04585
0,3	0,745		0,01992	0,00723			0,02715
0,7	0,01806	0,01012			0,02818
0,8	0,01846	0,01204		0,00052	0,03103
0,85	0,01861	0,01372	0,00002	0,00369	0,03603
0,9	0,01907	0,01658	0,00005	0,01376	0,04946
0,95	0,01958	0,02314	0,00011	0,04351	0,08634
0,4	0,729		0,01992	0,01285			0,03277
0,7	0,01806	0,01799			0,03605
0,8	0,01846	0,02141	0,00001	0,00209	0,04197
0,85	0,01861	0,02439	0,00003	0,01048	0,05350
0,9	0,01907	0,02947	0,00007	0,03402	0,08263
0,95	0,01958	0,04114	0,00014	0,09975	0,16061
0,5	0,708		0,01992	0,02007			0,03999
0,7	0,01806	0,02811			0,04616
0,8	0,01846	0,03345	0,00001	0,00725	0,05918
0,85	0,01861	0,03810	0,00004	0,02732	0,08408
0,9	0,01907	0,04605	0,00010	0,07750	0,14271
0,95	0,01958	0,06428	0,00018	0,21004	0,29408
0,6	0,683		0,01992	0,02890			0,04883
0,7	0,01806	0,04047		0,00025	0,05878
0,8	0,01846	0,04817	0,00003	0,02219	0,08885
0,85	0,01861	0,05487	0,00007	0,06660	0,14015
0,9	0,01907	0,06631	0,00014	0,16721	0,25273
0,95	0,01958	0,09257	0,00025	0,42002	0,53242
0,7	0,653		0,01992	0,03934			0,05926
0,7	0,01806	0,05509		0,00318	0,07633
0,8	0,01846	0,06557	0,00005	0,06080	0,14488
0,85	0,01861	0,07468	0,00011	0,15282	0,24623
0,9	0,01907	0,09026	0,00020	0,34528	0,45481
0,95	0,01958	0,12599	0,00034	0,80866	0,95457

По данным таблицы 11 строим крейсерские поляры для разных чисел М. поляры строим на том же графике что и крейсерские кривые (рис.4, стр.43).