Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 14

Коэффициент индуктивного сопротивления самолета определяется соотношением

                                                                                             (4.18)

где А  - коэффициент отвала поляры первого рода,

- коэффициент подъемной силы самолета.

В пределах линейной зависимости  коэффициент ,

 где  - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки  (раздел 2).

Тогда        ,                                                       (4.19)

где при заданном значении произведение .

 Отвал поляры при отсутствии подсасывающей силы для всех чисел Маха определяется:

  , где             (4.20)

При закругленной передней кромке крыла возможно образование подсасывающей силы. В этом случае для дозвуковых скоростей отвал поляры рассчитывается по формуле

 ,                      (4.21)

где эффективное удлинение . Здесь - площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами ;  - эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от формы крыла в плане и чисел Маха.

при                                                                                                  (4.22)

причем

при                                                             (4.23)

При сверхзвуковых скоростях в случае дозвуковой передней кромки

отвал поляры рассчитывается с учетом коэффициента подсасывающей силы и коэффициента ее реализации x

где  - коэффициент подъемной силы изолированного крыла. На крыльях с заостренной передней кромкой подсасывающая сила практически не реализуется, в этом случае .

Коэффициент подсасывающей силы определяется по формуле: , тогда отвал поляры рассчитывается по соотношению

                                                                                                           (4.24)

где - определяется по графикам зависимости (рис. 4.19) , - удлинение изолированной консоли крыла,   (рис. 4.20)

Отсюда следует, что с учетом подсасывающей силы отвал поляры изменяется по углам атаки.

Рис. 4.19 График для расчета

Рис. 4.20 График для расчета коэффициента реализации подсасывающей силы

5.   Построение поляры первого рода, зависимости  для самолета при  или

Коэффициент лобового сопротивления самолета

Коэффициент подъемной силы самолета можно определить как 

Углы атаки принимаются  равными 0°,2°,4° и 6° для крыльев малого удлинения и 0°,3°,6° и 9° для крыльев большого удлинения. Результаты расчета заносятся в таблицу:

	0	2	4	6			0	3	6	9

Поляра  первого  рода  строится в декартовой системе осей координат: значения С_ya расположены по оси ординат и значения  С_xa по оси абсцисс для заданного числа Маха -M_¥. На поляре проставляются углы атаки. В качестве примера на рис. 5.1 приведены поляра для дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей для самолета, симметричного относительно плоскости X0Z.

Рис. 5.1

6.  Расчет балансировочной поляры самолета

Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета  m_zст = 0.

Продольная балансировка осуществляется отклонением органов продольного управления самолетом: отклонением рулей высоты, стабилизатора или одновременно и того и другого.

Каждому значению угла атаки и коэффициенту подъемной силы самолета соответствует угол поворота органов продольного управления, при котором m_zст = 0. Этот угол атаки называется балансировочным углом атаки самолета (a= a_бал, m_zст = 0)