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 b_ср,

_.. (3.13)

Определяется число Рейнольдса для крыла

, (3.14)

где V_расч - расчетная скорость, м/с;

b_ср - 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_¥.

Рис.3.1. График определения критического числа Рейнольдса Reкр для плоской пластины

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.

Рис. 3.2. Влияние скольжения на критическое число Рейнольдса

 

 

		Таблица 3.1
Частота поверхности в зависимости от характера обработки
Характер поверхности	Класс чистоты	Высота бугорков шероховатости, мк
Матовые эмали, нанесенные кистью		60…18
Механическая обработка	Ñ4 Ñ5
Дюралюминий анодированный, окрашенный пульверизатором		20…30
Дюралюминий анодированный		6…10
Эмалевое покрытие, шлифованное порошком пензы		2…3
Эмалевое покрытие после полирования с применением паст		До 1 и менее

 

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 Re_µ и безразмерной координате точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный определяется коэффициент сопротивления трения эквивалентной плоской пластины (см. Рис. 3.3.).

Рис. 3.3. Зависимость удвоенного коэффициента сопротивления трения плоской пластины от числа Рейнольдса и координаты точки перехода в несжимаемом потоке

 

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; S_к – площадь консолей крыла, C_F -.коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке ;h_с, h_м- 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 ;h_с зависит от относительной толщины профиля и положения точки перехода . (рис. 3.4.). Приближенно можно полагать

, (3.24)

 

где

при <0,21. (3.25)

Коэффициент h_м для дозвуковых самолетов близок к 1,определяется по графику рис. 3.5.

Рис.3.4. График для определения коэффициента hс	Рис. 3.5. График для определения коэффициента hм

 

Коэффициент минимального лобового сопротивления крыла c_xaкр учитывает взаимное влияние крыла и фюзеляжа и наличие на крыле щелей

, (3.26)

где K_инт – коэффициент интерференции между крылом и фюзеляжем, зависит от положения крыла относительно фюзеляжа. Для схемы «низкоплан» круглого сечения корпуса K_инт= 0,75; для схемы «среднеплан» K_инт= 0,2…0,15; для схемы «высокоплан» K_инт= 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 c_xa0ВО 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, .