Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 10

Положения фокуса изолированных консолей крыла и го определяются по графикам рис. 3.2-3.5.,где , для консоли крыла ,для консоли го .

Рис. 3.1

Рис 3.2  

Рис 3.3  

Рис 3.4  

Рис 3.5  

Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:

,                             (3.3)

где коэффициент рассчитывается относительно оси проходящей через нос фюзеляжа;  - производные коэффициента подъемной силы по углу атаки, соответственно, фюзеляжа, его носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части; - расстояния от фокусов носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части до оси .

Фокус кормовой части можно принять на середине ее длины– 0.5L_корм .

Координата фокуса кормовой части .

Координата фокуса носовой части определяется по формуле:

 ,                                                                                 (3.4)

где  , - длина и объем носовой части фюзеляжа;

 учитывает смещение фокуса под влянием числа Маха и определяется по графику рис. 3.6. в зависимости от параметров и .

Для определения положения фокусов частей самолета относительно носка САХ крыла с подфюзеляжной частью необходимо нанести их на чертеже эквивалентной компоновки (рис 3.1) и снять координаты .

Далее по формуле 3.2 рассчитывается коэффициент .

Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения:

;

 .                                                                                       (3.5)

полученное из соотношения (3.5) положение фокуса самолета необходимо нанести на чертеже эквивалентной компоновки (отложить от носка САХ крыла с подфюзеляжной частью и перенести на ось Х).

При наличии мотогондол и подвешиваемых грузов их фокус рассчитывается аналогично фокусу фюзеляжа. Сила, создающая момент тангажа приложена в фокусе мотогондолы или подвески. Плечо в формуле 3.2 для каждой мотогондолы или подвески также может быть определено по чертежу эквивалентной компоновки.

В первом приближении интерференцией самолета и подвешиваемых грузов можно пренебречь.

4.  Определение коэффициента лобового сопротивления самолета

Коэффициент лобового сопротивления компоновки самолета, симметричного 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 ;

 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  увеличением донного сопротивления 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.