Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 11

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 4.1 Зависимость удвоенного коэффициента трения плоской пластинки от числа Rе и в несжимаемом потоке, - относительная координата точки перехода л.п.с в т.п.с.

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.