Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 6

 - коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого-либо элемента конструкции самолета;

 - коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно.

В этой формуле коэффициент  отнесен, согласно ГОСТу, к площади крыла с подфюзеляжной частью – S:                            

Коэффициенты изолированных частей ,,отнесены соответственно, к характерной площади фюзеляжа (площадь сечения миделя – S_ф), площади консолей крыла – S_ккр, ГО – S_кго. Сложение аэродинамических коэффициентов разных частей самолета можно проводить в том случае, если они отнесены к одной площади. Поэтому в формуле 2.1 коэффициенты изолированных частей самолета умножаются, соответственно, на отношения 

 ,  ,.

2.1.Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки

При малых углах атаки, на участке линейной зависимости, коэффициент подъемной силы фюзеляжа можно представить в виде:

Коэффициент нормальной силы фюзеляжа при безотрывном обтекании определяется:

                                                                                                   (2.2)

Для малых углов атаки можно считать что , где можно принять .

Тогда  и                                                                       (2.3)

Производная зависит от формы фюзеляжа и задается для эквивалентного тела вращения как:      ,                                                                       (2.4)

где - производная  носовой части фюзеляжа с учетом интерференции с цилиндрической частью;

   - производная  кормовой части фюзеляжа.

формула (2.4) используется для расчета фюзеляжа любого удлинения при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

В случае заостренной носовой части фюзеляжа коэффициент  определяется по графикам рис. 2.1,2.2 . Производная  рассчитывается по формуле:

  ,                                                                    (2.5)

где h_корм – сужение кормовой части.

Если носовая часть фюзеляжа имеет затупление (рис. 2.3б), то для определения производной  при любых числах Махаследует использовать формулу:

                                                  (2.6)

где  ; определяется так же как и для фюзеляжа с заостренной носовой частью, причем в расчете используется полная длина фиктивной носовой части l_нос (рис. 2.3б). Значение  находится по графикам  (рис 2.4).

  Если носовая часть фюзеляжа имеет лобовой воздухозаборник без центрального тела (рис 2.3а), то при любых числах Маха производная  вычисляется по формуле:

  ,где                        (2.7)

 ,  аналогично

Рис. 2.1. График для расчета комбинации конус – цилиндр

Рис.    2.2.    График для расчета   комбинации оживало - цилиндр

Рис 2.3

Рис. 2.4. График для расчета  цилиндра со сферическим затуплением и с плоским торцем

Выражение, стоящее в квадратных скобках формулы (2.7) –это производная по углу атаки нормальной силы носовой части фюзеляжа с затуплением в виде плоского торца, без протока воздуха; j - коэффициент расхода воздуха через воздухозаборник, определяемый как ,  - секундный массовый расход воздуха, кг/с; F_вx - площадь входного сечения воздухозаборника,   . Коэффициент j может быть определен также по графику (рис. 2.5).  

Если носовая часть фюзеляжа имеет воздухозаборник с центральным телом (рис. 2.3,в,г)

                                    (2.8)

где,- производная коэффициента нормальной силы фюзеляжа без центрального тела и протока воздуха – определяется по формуле (2.6) как для тела с плоским затуплением ;

- определяется для всех чисел М по рис 2.1,2.2 (для случая и или ), а производная - по формуле :

                                                                                        (2.9)

для современных воздухозаборников можно принять j = 1 на всех режимах работы вздухозаборника.

Расчет производных коэффициентов подъемной силы по углу атаки - проводится по соотношениям для изолированного фюзеляжа.

Рис 2.5

2.2.  Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения)