Расчет докритической поляры

Расчет докритической поляры производится при числах Маха меньше критических. Уравнение поляры имеет вид.

(17).

где — минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета;

— коэффициент индуктивного сопротивления;

— коэффициент подъемной силы, принимаемый для транспортных и пассажирских самолетов в пределах от 0,1 до 0,15 и для маневренных самолетов принимается равным нулю.

Из выражения формулы (17) видим, что для построения докритической поляры необходимо вычислить минимальный коэффициент лобового сопротивления самолета, в который кроме прочих величин также входят коэффициенты минимального лобового сопротивления отдельных агрегатов самолета.

Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла зависит от значения числа Рейнольдса.

(18).

где — расчетная скорость, м/с;

— средняя хорда крыла, м;

— кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, .

Для каждого участка крыла определяется число Рейнольдса по средней хорде данного участка. Затем по вычисленному числу Рейнольдса найдем удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки для каждого участка. Величина определяется по графику как функция числа Рейнольдса и относительной координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный.

здесь и — относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля;

— относительная средняя хорда предкрылка;

Рассмотрим первый подфюзеляжный участок крыла., число Рейнольдса будет равно.

Рассмотрим второй участок крыла .

Для продолжения расчетов необходимо найти среднюю величину по формуле.

(21).

где , — удвоенные коэффициенты суммарного сопротивления трения плоской пластинки для участков крыла;

— площади участков, ;

S — площадь крыла, .

Профильное сопротивление крыла определяется по формуле.

При определении пассивного сопротивления крыла учитывается взаимное влияние крыла и фюзеляжа, а также наличие щелей.

(22).

где — коэффициент интерференции выбирается в зависимости от расположения крыла;

— относительная суммарная длина (размах) щелей на крыле — отношение суммарной длины щелей к размаху крыла l.

Так как схема расположения крыла самолета представляет высокоплан, то коэффициент интерференции принимаем .

Относительная суммарная длина щелей для крейсерского режима полета равна отношению суммарной длины щелей элеронов к размаху крыла.