Коэффициент лобового сопротивления трения определяется по формуле:
(4.5)
где - коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке для полностью турбулентного пограничного слоя (рис 4.1),
- число Рейнольдса, рассчитанное по длине фюзеляжа ,
Рис 4.2 Зависимость коэффициента трения плоской пластинки от числа М¥
- 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.
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)
Рис. 4.4а. График для расчета конической носовой части
Рис. 4.4б. График для расчета носовой части с параболической образующей
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 4.5а 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.4.7а).
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 j = 1 (рис 4.7б, 4.8) ,
j - коэффициент расхода воздуха,
- коэффициент добавочного сопротивления воздухозаборника, возникающий при j < 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 j = 1 (рис. 4.7а). Тогда соотношение (4.9) принимает вид: (4.10)
Зависимость коэффициента , представлены на графиках рис 4.7б, 4.8.
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.