Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 9

1)  по методике, изложенной в п. 2.4.1. определяется производная среднего угла скоса потока по углу атаки  для случая . Далее вычисляется коэффициент эффективности для внутренней области НПII ;

2)  производная среднего угла скоса потока по углу атаки  для внешней по отношению к свободным вихрям от ПГО области НПII определяется по формуле: ;

3)  коэффициент  определяется по графику рис 2.19 в зависимости от параметра ;

4)   далее вычисляется коэффициент эффективности для внешней области НПII ;

5)  суммарный коэффициент эффективности  НПII определяется по формуле: , где - площадь части консоли НПII, находящейся в области между свободными вихрями, - площадь части консоли НПII, находящейся во внешней области  (рис. 2.18).

2.4.3.  Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей.

Коэффициент торможения потока определяется как отношение скоростного напора возмущенного потока в рассчитываемой области к скоростному напору невозмущенного потока  , где - плотность и скорость возмущенного потока, - плотность и скорость невозмущенного потока.

Коэффициент торможения в области первой несущей поверхности  определяется по графикам рис 2.20. Торможение в этой области вызвано наличием носовой части фюзеляжа, поэтому . В первом приближении можно не учитывать форму носовой части. При дозвуковых числах Маха торможение определяется трением, при сверхзвуковых числах Маха определяющим является торможение потока за скачком уплотнения. Графики, приведенные на рис. 2.20а определяют коэффициент торможения за скачком, образующимся около остроносого тела. Для затупленной носовой части этот коэффициент можно определить по газодинамическим таблицам для прямого скачка уплотнения, который образуется перед носовой частью фюзеляжа. По  определяется . .

Коэффициенты торможения потока в области второй несущей поверхности ,     где  

 определяется по графикам рис. 2.20б.  , где   - при сверхзвуковых скоростях часть площади НП II, на которую оказывает влияние впереди стоящая НП I (на рис. 2.20б заштрихованная область НП II). Для дозвуковых скоростей = 1.

Для нормальной аэродинамической компоновки , для схемы «утка»

Указанные соотношения применяются и для расчета коэффициентов Кi частей самолета, расположенных соответственно в областях крыла и горизонтального оперения.

 

Рис.2. 19

Рис 2.20а

Рис 2.20б

3.  Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.

Момент тангажа самолета создается крылом, горизонтальным оперением, фюзеляжем и всеми несущими надстройками и подвесками, если они имеются.

Коэффициент момента тангажа самолета: , где - момент аэродинамических сил самолета относительно оси z, S – площадь крыла с подфюзеляжной частью, - скоростной напор невозмущенного потока.

При малых углах атаки можно принять зависимость коэффициента mz от углов атаки (mz = f(a)) линейной. Тогда , где - угол атаки самолета; - производная коэффициента момента тангажа по углу атаки, имеющая порядок:

» 0.002 …0.01            »  0.1 …0.6

(3.1)

При малых углах атаки нормальная сила практически не отличается от подъемной силы, поэтому в формуле (3.1) производные  можно заменить на производные для самолета и всех его частей.

(3.2)

где - соответственно расстояния от фокуса изолированных консолей крыла, го, фюзеляжа, i-й подвески или мотогондолы до оси Z (рис 3.1), которые можно определить по чертежу эквивалентной компоновки с учетом его масштаба или рассчитать эти размеры по данным геометрии эквивалентной схемы самолета. Ось Z согласно ГОСТу проходит через центр масс самолета в сторону правого крыла самолета. Если положение центра масс неизвестно, то ось Z обычно проводят через переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью. Знаки определяются согласно ГОСТу. В случае, когда подъемная сила поверхности, приложенная в ее фокусе, создает относительгно оси Z кабрирующий момент, то знак плеча ”+”, если пикирующий – то ”–”.