Заглавная страница Избранные статьи Случайная статья Познавательные статьи Новые добавления Обратная связь КАТЕГОРИИ: АрхеологияБиология Генетика География Информатика История Логика Маркетинг Математика Менеджмент Механика Педагогика Религия Социология Технологии Физика Философия Финансы Химия Экология ТОП 10 на сайте Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрацииТехника нижней прямой подачи мяча. Франко-прусская война (причины и последствия) Организация работы процедурного кабинета Смысловое и механическое запоминание, их место и роль в усвоении знаний Коммуникативные барьеры и пути их преодоления Обработка изделий медицинского назначения многократного применения Образцы текста публицистического стиля Четыре типа изменения баланса Задачи с ответами для Всероссийской олимпиады по праву Мы поможем в написании ваших работ! ЗНАЕТЕ ЛИ ВЫ?
Влияние общества на человека
Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрации Практические работы по географии для 6 класса Организация работы процедурного кабинета Изменения в неживой природе осенью Уборка процедурного кабинета Сольфеджио. Все правила по сольфеджио Балочные системы. Определение реакций опор и моментов защемления |
Определение коэффициента минимального лобового сопротивления крыла, горизонтального и вертикального оперения
Крыло самолета, составленное из двух консолей,заменяется эквивалентной плоской пластиной размахом, равным размаху крыла самолета l, и средней хордой bср, .. (3.13) Определяется число Рейнольдса для крыла , (3.14) где Vрасч - расчетная скорость, м/с; bср - средняя хорда крыла, м; n(h) - кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, м /с. Определяется безразмерная координата перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для пластины . (3.15) Здесь - критическое число Рейнольдса, зависящее от числа М¥ полета, шероховатости поверхности крыла и угла стреловидности по передней кромке. Число соответствует прямому крылу (c0=0), определяется по графику (рис. 3.1.) в зависимости от параметра , учитывающего влияние шероховатости и числа М¥.
Входящую в этот параметр среднюю высоту бугорков шероховатости h определяют по данным табл. 3.1.; коэффициент , учитывающий влияние на число стреловидности по передней кромке определяется по рис.3.2.
Если пограничный слой можно считать ламинарным, =1. Если или координата абсциссы на рис.3.1. находится правее кривой для заданного числа Маха, пограничный слой можно считать полностью турбулентным, =0. Далее определяются средняя относительная хорда предкрылка (3.16) и величина . (3.17) Координатой точки перехода выбирается минимальная из этих величин (3.18)
По числу Рейнольдса Reµ и безразмерной координате точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный определяется коэффициент сопротивления трения эквивалентной плоской пластины (см. Рис. 3.3.).
Коэффициент профильного сопротивления крыла подсчитывается как , (3.19) где K1 – коэффициент, учитывающий долю поверхности крыла, закрытой мотогондолой (если мотогондолы отсутствуют, K1 =2). При наличие мотогондол , (3.20) где S кмг – площадь крыла, занятая мотогондолой; Sк – площадь консолей крыла, CF -.коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке ;hс, hм- коэффициенты, учитывающие влияние на профильное сопротивление толщины профиля и числа М¥., соответственно. Для ламинарного сл оя =1 ; (3.21) для турбулентного пограничного слоя =0 ; (3.22) для смешанного пограничного слоя, 0 < < 1 (3.23)
Коэффициент ;hс зависит от относительной толщины профиля и положения точки перехода . (рис. 3.4.). Приближенно можно полагать , (3.24)
где при <0,21. (3.25) Коэффициент hм для дозвуковых самолетов близок к 1,определяется по графику рис. 3.5.
Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла cxaкр учитывает взаимное влияние крыла и фюзеляжа и наличие на крыле щелей , (3.26) где Kинт – коэффициент интерференции между крылом и фюзеляжем, зависит от положения крыла относительно фюзеляжа. Для схемы «низкоплан» круглого сечения корпуса Kинт= 0,75; для схемы «среднеплан» Kинт= 0,2…0,15; для схемы «высокоплан» Kинт= 0…0,1. Формулой можно пользоваться для определения коэффициентов минимального лобового сопротивления горизонтального и вертикального оперения.В этом случае площади оперений необходимо увеличить на величину подфюзеляжной части.При расчета cxa0ВО коэффициент интерференции следует уменьшить в два раза. Расчет минимального лобового сопротивления горизонтального и вертикального оперения проводится также, как для крыла. Для самолетов обычных схем можно полагать поток в области оперения полностью турбулентным, .
|
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Последнее изменение этой страницы: 2017-02-17; просмотров: 389; Нарушение авторского права страницы; Мы поможем в написании вашей работы! infopedia.su Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Обратная связь - 18.191.150.109 (0.009 с.) |