Ш. М. Гшлшшин Г. В. Ф и л и п п 99 Ш. Г. Шшхшш РАСЧЕТ П1ЛЛР И П1Д Н Р 1ИНТА Н САМ1ЛЕТУ М И Н И С Т Е РС Т В О Н АУ КИ , ВЫ СШ ЕЙ Ш КО Л Ы И Т Е Х Н И Ч Е С К О Й П О Л И Т И К И РО С С И Й С К О Й Ф Е Д Е Р А Ц И И САМАРСКИП ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ В. г. в. М . имени академика ГОЛОВИН В. Ф И Л И П П О ^ Г. Ш А Х О В РАСЧЕТ ПОЛЯР И ПОДБОР ВИНТА К" САМОЛЕТУ Учебное пособие АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ С. II. КОРОЛЕВА УД К 629.7.015 3:533.6 Расчет поляр и подбор яиита к сам олету: Учеб. пособие / В. М. Г о л о в и н, Г. В. Ф и л и и п о в, В. Г. Ш а х о в; Самар. гос. аэрокосмич. ун-т С ам ара, 1992. 6 6 с. ISB N 5-230-16906-0 Приведены сведения о приближ енном поверочном расчете аэродинамических характеристик сам олета на этапе предэскиэного проектирования для крейсерских реж им ов полета, взлета и п о садки. Элементы проектирования заключены в вы боре оптим аль ной крутки крыла, обеспечивающ ей максимальное значение коэффициента подъемной силы, и п одбор е воздуш н ого винта. П особие предназначено для студен тов 3-го курса специаль ностей 13.01 и 13.03, а такж е м ож ет использоваться в д и п л ом ном проектировании. П одготовлено на к аф едре аэр оги др о динамики. Табл. 26. Ил. 73. Библиогр.: 7 назв. П ечатается но решению редакционно-издательского сонета Самарского аэрокосмического университета имени академика С. П. Королева Рецензенты:кафедра аэрогидродинамики и теоретической механики Самарского государственного университета; канд. техн. наук В. С. В е к ш и н ISB N 5-230-16906-0 (С Самарский аэрокосмический университет, 1992 СО ДЕРЖ АНИ Е 1. О бщ и е требования к курсовой р аботе . . 1.1. Ц ель, основны е за д а ч и и содерж ание к ур совой работы . . . . 1.2. О ф ормление курсовой работы . 2. И сходны е данны е д л я расчета поляр . . 2.1. П орядок подготовки исходны х данных . 2.2. Вы бор профиля крыла и оперения . 2.3. Х арактеристики крыловых профилен 3. Р асчет полетной докритической п оляры 3.1. Р асчет cxa mltt . . . . 4 4 5 р 7 . $ . ю . ц 3.2. Р асчет cyttm sx м етодом ЦАГИ . -1 6 4. Р асч ет закритических поляр . . -1 8 5. В злетн о-п осадоч н ы е характеристики сам олета 5.1. П остроени е характеристик п одъ ем н ой силы 5.2. П остроени е взлетной и посадочной поляр 6. П о д б о р воздуш н ого винта . . .2 Библиографический список . . . .3 Приложения . . 23 23 27 8 4 яд 3 1. О Б Щ И Е Т Р Е Б О В А Н И Я К КУРСОВОЙ РАБОТЕ 1.1. ЦЕЛЬ, ОСНОВНЫЕ ЗАДАМИ И СОДЕРЖАНИЕ КУРСОВОЙ РАБОТЫ Ц е л ь курсовой р а бо т ы — р асчетны м путем получить а э р о д и н а м и ч е с к и е х а р ак т е р и с т и к и с а м о л е т а в з а д а н н о м д и а п а з о н е и зм ен ен и я высот и чисел М а х а пол ета . Р а с ч е т ы в ы п олня ю тся па о с н о в е т ео р е т и ч еск и х р езу л ь т а т о в с п р и в л еч ен и ем с т а т и с т и чески о б р а б о т а н н ы х эк сп е р и м е н т а л ь н ы х д а н н ы х . А э р о д и н а м и ч е с к и е х ар а к т ер и с т и к и с л у ж а т б а з о й дл я о п р е д е л ен и я л етн о-так ти ч е ск и х качеств с а м о л е т а — его д а л ь н о с т и , с к о р о п о д ъ е м н о с т и , потол ка, уст о йчив о сти, м а н е в р е н н о с т и — и и сп о л ь зу ю т ся в п о с л е д у ю щ е й р а б о т е по д и н а м и к е п о л е т а . О сн овн о й з а д а ч е й к ур сов ой р або т ы я в л я ет с я за к р е п л е н и е и у г л у б л е н и е знан ий с т у д е н т о в по к ур с у «Аэрогидродинам ика::-. В п р о ц есс е вы полнения р а б о т ы с т у д е н т , с од ной стор оны , п р и о б р е т а е т навыки в о п р е д е л е н и и а э р о д и н а м и ч е с к и х х а р а к т е ристик как и з о л и р о в а н н ы х ч а с т ей с а м о л е т а , так и вс ег о с а м о л е та в ц ел о м , с счет ом в з а и м н о г о влияния (и н т е р ф е р е н ц и и ) м е ж д у его частями. С д р у г о й ст ор о н ы , он, пол учив конкретны е ко л ичест вен ны е п р е д с т а в л е н и я , д о л ж е н научиться путем и з м е нения ф о р м ы и г е о м е т р и ч е с к и х р а з м е р о в частей с а м о л е т а н е г о ком пон овки изм ен я т ь в н у ж н о м н а п р а в л ен и и а э р о д и н а м и ч е с к и е х ар а к т ер и ст и к и . С о д е р ж а н и е кур с ов ой р аботы : расчет д ок р и т и ч еск о й , в з л е т ной и п о с а д о ч н о й поляр и с е м е й с т в а з а к р и т и ч е с к и х п о л я р для у к а з а н н ы х в з а д а н и и высоты п ол ета и чисел М а х а , за в и с и м о с т и к о э ф ф и ц и е н т а п о д ъ е м н о й силы от угла атаки при ра зл и ч н ы х у г л а х о т к л о н е н и я з а к р ы л к о в и п р е дк р ы л к а, з а в и с и м о с т и к о э ф ф и ц и е н т а с о п р от и в л е н и я с а м о л е т а при н у л е в о м у г л е атаки, к о э ф ф и ц и е н т а от в а л а поляры и а э р о д и н а м и ч е с к о г о к а ч е ст в а от ч и сл а М а х а п ол ета. 4 1.2. О Ф О Р М Л Е Н И Е К У Р С О В О Й РАБОТЫ П оясн и тел ьн ая запи ска к курсовой р аботе содер ж и т: титуль ный л и ст , о г л а в л е н и е , р е ф е р а т , з а д а н и е на р а б о т у , ч е р т е ж с а м о л е т а в т р е х п р о е к ц и я х , о с н о в н у ю р а с ч е т н у ю ч аст ь, п р и л о ж е н и я , в к л ю ч а ю щ и е и т о го в ы е г р а ф и к и а э р о д и н а м и ч е с к и х х а р а к т е р и с тик, и с п и с о к и с п о л ь з о в а н н о й л и т ер а т у р ы . Ч е р т е ж с а м о л е т а вы п о л н я ет с я на м и л л и м е т р о в о й б у м а г е удвоен ного запи сочного ф ор м ата (ф орм ат А З ), обя зател ь н о в о д н о м 'и з стандартны х масш табов и со стандартным ш там пом в п р а в о м н и ж н е м у г л у . Н а ч е р т е ж е п р и в о д я т с я все р а з м е ры, д а л е е р ещ о л ьзуем ы е в р а с ч е т а х . Т а м ж е у к а з ы в а ю т с я его о с н о в н ы е д а н н ы е : н а з в а н и е , ст р а н а , ф и р м а -и з г о т о в и т е л ь , х а р а к теристики силовой установки, массовы е характеристики и осн о в н ы е л е т н о -т е х н и ч е с к и е х а р а к т е р и с т и к и . З а п и с к а к к у р с о в о й р а б о т е п и ш е т ся на о д н о й с т о р о н е л иста б е л о й б у м а г и ф о р м а т а А 4 ( 2 9 7 x 2 1 0 м м ) с полям и: л е в о е п о л е — 3 5 мм, п р а в о е — не м ен ее 10 мм, в е р х н е е и н и ж н е е ноля —■не м е н е е 2 0 мм. Н а д п и с и на титул ь н ом л и с т е в ы п ол н я ю т ся по п р и л а г а е м о й ф о р м е (при л. 1). В о с н о в н у ю ча ст ь п о я сн и т ел ь н о й з а п и с к и в к л ю ч а ю т с я все н е о б х о д и м ы е м а т е р и а л ы : м ет о д ы р ас ч ет о в , о б о с н о в а н и я , р и с у н ки, т а б л и ц ы , о п и с а н и я и т. д . Т е к с т р а з д е л я е т с я на глав ы ( р а з делы ) и параграф ы (п одр аздел ы ). Р аздел ы нумеруются а р а б ск и м и ц и ф р а м и . П о д р а з д е л ы (п а р а г р а ф ы ) и м ею т д в о й н у ю н у м е р а ц и ю : п е р в а я ц и ф р а о б о з н а ч а е т н о м е р р а з д е л а , в т ор а я — н о м е р п о д р а з д е л а (н а п р и м е р : 2.1 — первы й п а р а г р а ф в т о р о г о р а з д е л а ) . З а г о л о в к и р а з д е л о в и п о д р а з д е л о в п и ш у т с я крупны м ш риф том . Текст записки излагается в безличной ф орм е, н ап р и мер: « ...ц и р к у л я ц и я с н и м а е т с я с г р а ф и к а ...» или « к о э ф ф и ц и е н т с о п р о т и в л е н и я т р е н и я п л о ск ой пласт и н к и р а с с ч и т ы в а е т с я по ф о р м у л е ...» и т. и. с указанием номера формулы или г р а ф и к а , а т а к ж е и сто чник а, из к о т о р о г о они з а и м с т в о в а н ы . Н а п р и м е р : {1, ( 3 7 ) ] — и ст о чник [1], ф о р м у л а ( 3 7 ) ; [2, рис. 2] — источник [2], р и с у н о к 2. Ф о р м у л ы , р исунк и и т а б л и ц ы н у м е р у ю т с я вн утр и р а з д е л а : (2 .1 5 ) — р а з д е л 2, ф о р м у л а 15. ’ Н у м е р а ц и я с т р а н и ц п о я сн и т ел ь н о й з а п и с к и д о л ж н а быть с к в о зн о й , в к л ю ч а я ст р а н и ц ы со с х е м а м и , р и с у н к а м и , т а б л и ц а м и и п р и л о ж е н и я м и . П е р в о й с т р а н и ц е й я в л я ет ся титул ь ны й лист, на к о т о р о м н о м е р н е с т а в и т с я . Цифровой материал оформляется в виде таблиц. П р и э т о м р а з о в ы е вы ч и с л ен и я п о ф о р м у л а м п р и в о д я т с я в р а з ве р н у т о м в и д е д л я к о н т р о л я . Г раф ический м атер и ал п р ед ставл яется на м иллиметровой бум аге при этом со блю дается ф о р м ат текстового м атер и ал а и 5 т а к а я ж е р а зм е т к а полей. Д о п у с к а е т с я у в е л и ч е н и е ф о р м а т а то ль ко в п р а в у ю сторон}'. Г р а ф и к и , как и ч е р т е ж с а м о л е т а , вы п олня ю тся к а р а н д а ш о м . К рив ы е п р о в о д я т с я по л е к а л а м . 2. И С Х О Д Н Ы Е Д А Н Н Ы Е Д Л Я РАСЧЕТА ПОЛЯР П р и н я т ы е о б о зн а ч е н и я : с т0 — к о э ф ф и ц и е н т п р о д о л ь н о г о м о м ен т а пр о ф и л я о т н о с и т е л ь н о п ер е д н е й к р о м ки при нулевой п о д ъ е м н о й силе; с хаво — к о э ф ф и ц и е н т в о л н о в о г о с о п р о т и в л е ния пр о ф и л я при нул ев ой п о д ъ е м н о й сил е; с,/а*. — к о эф ф и ц и е н т п о д ъ е м н о й силы п р о ф и л я; с}/птах°о — м а к с и м а л ь н о е зн а ч е н и е к о эф ф и ц и е н т а п о д ъ е м н о й силы проф ил я; с,/шпах — м а к с и м а л ь н о е зн а ч е н и е к о эф ф и ц и е н т а п о д ъ е м н о й силы кры ла; с* уа° 1 /р а д — п р о и з в о д н а я к о э ф ф и ц и е н т а п о д ъ е м н о й силы п р о ф и л я но углу атаки; с, % — о т н о с и т е л ь н а я т о л щ и н а п р о ф и л я в п р о ц е н т а х или д о л я х хорды ; М — чи сл о М а х а по л ета; М * — к р и т и ч ес к ое ч исло М а х а п р оф и л я ; х, % — п р о д о л ь н а я к о о р д и н а т а в п р о ц е н т а х хор ды ; x F — о т н о с и т е л ь н а я к о о р д и н а т а ф о к у с а пр о ф и л я в д о л я х хор ды ; у„, у», % — к о о р д и н а т ы в е р х н е г о и н и ж н е г о о б в о д о в п роф ил я в п р о ц е н т а х хор ды ; Re — чи сл о Р е й н о л ь д с а п о л ет а , п о д с ч и т а н н о е по с к о р о ст и п о л ет а и х о р д е крыла; ссо, г р а д — угол атаки ну л ев о й п о д ъ е м н о й силы пр о ф ил я; к —■ о т н о с и т ел ь н о е у д л и н е н и е кры ла. ■2.1. п о р я д о к п о д г о т о в к и ИСХОДНЫХ ДАННЫХ В з а д а н и и на к у р с о в у ю р а б о т у у к а з ы в а е т с я ст р а н а , н а з в а н и е с а м о л е т а и источник первичной и н ф о р м а ц и и , из к от о р ого не в сег д а м о ж н о получить все н е о б х о д и м ы е д л я р а сч е т о в д а н ные. П о э т о м у н е д о с т а ю щ и е с в е д е н и я н е о б х о д и м о п о чер п нуть из и м е ю щ и х с я в б и б л и о т е к а х д р у г и х и з д а н и й , н а п р и м е р из п е р и о д и ч еск и х (т ех н и ч еск а я и н ф о р м а ц и я , эк с п р е с с -и н ф о р м а ц и я , ж у р н а л « F l i gh t » и т. п .) . В за п и с к е д о л ж н а быть с о б р а н а по возм ож ности более полная информация о самолете-прототипе. При этом с л е д у е т помнить, что н е р е д к о в т ек сте и н ф о р м а ц и и о с а м о л е т е у к а зы в а ю т с я о дни р а зм ер ы , а на п р и л а г а е м о м ч е р т е ж е (о бы ч н о в м а л о м м а с ш т а б е ) — д р у г и е . В этом с л у ч а е за и сх о д н ы х р а з м е р р е к о м е н д у е т с я бр ать р а з м а х кры ла. На р и сун к е с а м о л е т а д о л ж н ы быть и з о б р а ж е н ы рул и, эл ер о н ы , зак р ы л к и , и н тер цептор ы и д р у г и е с р е д с т в а м е х а н и з а ц и и . П а н е л и р о в а н и е об ш и в к и п о к азы в ат ь не с л е д у е т . К р о м е г ео м е т р и ч еск и х , н е о б х о д и м ы м и д а н н ы м и я вляю тся к р е й сер с к а я и м а к с и м а л ь н а я с к о р ос т и , вы сота п о л ет а , тип и чи сл о д в и г а т ел е й , к р е й сер с к а я или н о м и н а л ь н а я тяга ( м о щ н о с т ь ) , уд ел ь н ы й р а с х о д т о п л и в а , в з л е т н а я м а с с а , м а с с а т о п лива и сбрасы ваем ого груза. 6 2.2. ВЫ Б О Р П Р О Ф И Л Я К Р Ы Л А И О П Е Р Е Н И Я В ы б о р п р о ф и л я кры ла и о п е р е н и я о п р е д е л я е т с я типом с а м о л ет а , е г о с к о р о с т н ы м д и а п а з о н о м . П р и в ы б о р е п р о ф и л я крьгла н е о б х о д и м о учиты вать его вл и я н и е на с к о р ос т ь и б е зо п а с н о с т ь п о л е т а , в з л е т н о - п о с а д о ч н ы е х а р а к т ер и ст и к и . Ц е л е с о о б р а з н о вы б и р а т ь п р оф и л ь с м еньш им c*omin и б о л ь ш и м и с 7„п1яч, но с п л а в ным п а д е н и е м с уа при за к р и т и я е с к и х у г л а х атаки. П ри этом с л е д у е т помнить, что пр ед к р ы л к и с г л а ж и в а ю т кр ив ую су„ (у.) в о к р е с т н о с т и с иитях. Ж е л а т е л ь н ы т а к ж е м а л ы е зн а ч ен и я с ти. П р и д о к р и т и ч е с к и х с к о р о с т я х п о л ет а , ко гд а зн а ч е н и е с А„ м е н е е с у щ е с т в е н н о , в ы б и р а ю т п р о ф и л и с бо л ь ш и м и зн а ч е н и я м и с цат ах- Н а и б о л ь ш и е з н а ч е н и я Судтах д о с т и г а ю т с я у пр о ф и л ей с о т н о с и т е л ь н о й т о л щ и н о й 14...15% . Н е с л е д у е т и сп о л ь зо в а т ь б о л е е т о н к и е кры лья. И с п о л ь з о в а н и е и зл и ш н е т опких пр оф и л ей к р ы л а у м е н ь ш а е т его п о л е з н о е в н у т р ен н ее п р о с т р а н с т в о для р а з м е щ е н и я т о п л и в н ы х б аков , ш а с си , м е х а н и з м о в вы п уска з а кры лков и у в е л и ч и в а е т вес констр укци и. П р и о к о л о з в у к о в ы х , аа к р и т и ч е ск и х с к о р о с т я х тип пр оф и л я и его о т н о с и т е л ь н а я т о л щ ина р е ш а ю щ и м о б р а з о м с к а з ы в а ю т с я па л о б о в о м с о п р о т и в л е нии. У б о л е е т о л ст ы х пр о ф и л ей им еет м ес т о р е з к о е н а р а с т а ние в о л н о в о го со п р о т и в л ен и я при М > Д1.. П о э т о м у дл я с к о р о с т ных с а м о л е т о в р е к о м е н д у ю т с я л а м и н а р из и ро вя н н ые м а л о у с т о й чивые или е у п е р к р и т и ч е с к и е пр о ф и л и с вы соким и зн а ч е н и я м и М,.. и х о р о ш и м и м о м ен т н ы м и х а р а к т е р и с т и к а м и . Д л я п о в ы ш ен и я с иатях и с п о л ь зу е т с я а э р о д и н а м и ч е с к а я и г е о м е т р и ч е с к а я крутка кры ла. В ц ел я х у п р о щ е н и я р асч ет о в в д а н н о й к у р со в о й р а б о т е м о ж н о о г р ан и ч и т ь ся .тишь г е о м е т рическ ой круткой. Д л я о п е р е н и я в ы б и р а ю т с я с и м м е т р и ч н ы е пр о ф и л и , т о лщ и ны кот о р ы х о п р е д е л я ю т с я по вел и ч и н е числа М а х а д л я к р е й с е р ского р е ж и м а п о л ет а . Д л я ор и ен т и р ов к и м о ж е т быть и с п о л ь з о в а н а т а б л и ц а 2.1. Т а б л и на 2.1 Р еком ендуем ы е значения толщин несущих поверхностей с — относительная толщина Д и ап азон чисел Л! крыла М < 0,7 0,15...0.12 0 ,7 < Л !< (),9 0 , 1 2 . „0 , 1 0 горизонтально го оперения I вертикальною 0 , 1 2 ..0 .С6 0, 120, 06 0,08, ..0 , 0 0 оперения 0,08...0.0Й 7 2.3. Х А Р А К Т Е Р И С Т И К И К Р Ы Л О В Ы Х П Р О Ф И Л Е Й Вся история р азв ити я а в и а ц и и с в я з а н а с р а б о т а м и по с о з д а н и ю новы х а э р о д и н а м и ч е с к и х п р о ф и л е й к р ы л а . О с о б е н н о интенсив но т а к и е р а б от ы велись в 3 0 — 4 0 -е гг. как у н а с в с т р а не, т а к и з а р у б е ж о м , и з а к о н ч и л и с ь с о з д а н и е м и зв е с т н ы х серий п р о ф и л ей Ц А Г И , N A C A , C l a r k и д р . А э р о д и н а м и ч е с к и е х а р а к тер и сти к и э т и х п р о ф и л е й бы л и в с е с т о р о н н е и с с л е д о в а н ы и с в е д ен ы в атласы . В п о с л е в о е н н о е в р ем я в с вя зи с р а зв и т и е м р е ак т и в н о й а в и а ции бы ли изуч ены а э р о д и н а м и ч е с к и е х а р а к т е р и с т и к и таких п р о ф и л е й при б о л ь ш и х с к о р о с т я х п о л е т а , а т а к ж е р а з р а б о т а н ы сп е ц и а л ь н ы е п р о ф и л и д л я л е т а т е л ь н ы х а п п а р а т о в с б о л ь ш и м и с к о р о с т я м и п ол ет а . Н о п о ск о л ь к у в отли чие о т пер в о го этапа р а з р а б о т к и а э р о д и н а м и ч е с к и х п р о ф и л ей ш и р о к о д о с т у п н ы х а т л а с о в с а эр о д и н а м и ч е с к и м и х а р а к т е р и с т и к а м и п р о ф и л ей второго э т а п а пр актическ и нет, н а м и бы ла п р е д п р и н я т а попы тка на о с н ов е о п у б л и к о в а н н ы х м а т е р и а л о в оцени ть а э р о д и н а м и ч е с к и е ха р а к т ер и ст и к и т а к и х п р о ф и л е й при б о л ь ш и х с к о р о с т я х п ол ет а и р е к о м е н д о в а т ь их г е о м е т р и ч е с к у ю ф о р м у (в д а н н о м п о с о б и и они им ею т у с л о в н о е н а з в а н и е К А Г Д с ш и ф р о м из ч ет ы р ех цифр: пер в ы е д в е циф ры у к а зы в а ю т коо р ди н ат ы м а к с и м а л ь н о г о п р о гиба с р е д н е й линии пр о ф и л я в п р о ц е н т а х х о р д ы , а вторы е д в е — о т н о си т ел ь н у ю т ол щ и н у п р оф ил я в п р о ц е н т а х х о р д ы ) . В н а с т о я щ е е время в свя зи с р а зв и т и ем чи сл е н н ы х м е т о д о в р еш ении а э р о д и н а м и ч е ск и х з а д а ч и у с п е х а м и в о б л а с т и а э р о д и н а м и ч е с к о г о эксп ер и м ен т а н ачал ись р а бо т ы по с о з д а н и ю новы х пр оф ил ей. С р еди них м о ж н о отметить т а к о й п р о ф и л ь , как ( i A ( W ) - l , п р ед н азн а ч ен н ы й д л я за м е н ы с т а р ы х п р о ф и л е й N A C A сер ий 23 и -14. Л о б о в о е со п р о т и в л е н и е п р оф ил я О А ( № ) - ! на к р е й сер с к о м р е ж и м е п р им ер н о т а к о е ж е , как у з а м е н я е м ы х п р о ф и л е й , но дл я повыш ения б е з о п а с н о с т и п о л е т а при о т к а з е д в и г а т е л я его а эр о д и н а м и ч е с к о е качество на р е ж и м е н а б о р а высоты у в ел и ч ен о на 5 0 % , м а к с и м а л ь н а я п о д ъ е м н а я си л а кры л а б ез за к р ы л к ов ув е л и ч ен а на 3 0 % , о б е с п е ч е н б о л е е « пл а вн ы й » срыв. Н а к о н е ц , были с о з д а н ы т ак н а з ы в а е м ы е су п е р к р и т и ч е с к и е п р оф ил и, котор ы е х а р а к т е р и з у ю т с я т ем , что во л н о в о й к р и зи с на них возн и к а е т при б о л ь ш и х ч и с л а х М а х а п о л е т а , а в ел ич ина м а к с и м а л ь н о г о к о эф ф и ц и е н т а в о л н ов ого со п р о т и в л е н и я при н у л ево й п о д ъ е м н о й си л е щ-ивотах з н а ч и т е л ь н о м ень ш е, чем у п р е ж н и х пр о ф и л ей . Т а к и е х а р а к т ер и ст и к и д о с т и г а ю т с я путем ц е л е н а п р а в л е н н о г о и зм е н е н и я гео м ет р и и п р о ф и л я (р ис. 2 .1 ). С в ер х кр итическ ий пр оф ил ь им еет б о л е е за т у п л е н н ы й носок 1, « п л о с к у ю » в ер х н ю ю пов ерх н ость 2, з а т у п л е н н у ю з а д н ю ю к р о м ку 3, у т о л щ е н н у ю п е р е д н ю ю часть пр оф иля 5 и уч аст ок с вогну- Рис. 2.1. О собен ности ф о р м ы н р асп р еде л ен и я ко эф ф и ц и ен т а давления суис|>к 1'Итичееках п роф и лей той п о в е р х н о с т ь ю 4 . П о д о б н о е и зм е н е н и е г ео м е т р и и п р оф ил я п р и в о д и т к п е р е с т р о й к е х о р д о в о й д и а г р а м м ы коз.;. 13 ; циен га давления с у Появляется к он т р о л и р у ем ы й инк р а з р е ж •пни 0. за к отор ы м р а с п о л а г а е т с я уч а ст о к частично и зо э н т р о п н ч е с к о г о с ж а т и я 7, что п р и в од и т к б о л е е с л а б о м у ск а ч к у у п л от н ен и я , си л ь н о с м е щ е н н о м у н а з а д 8. З а т у п л е н и е з а д н е й кромки о с л а б ляет о б р а т н ы й г р а д и е н т д а в л е н и я 9 . У т о л щ е н и е п ер ед н ей части пр о ф и л я п р и в о д и т к п о я в л ен и ю к о н т р о л и р у е м о й о б л а с т и м а к си м у м а ск о р о с т и па н и ж н ей п о в ер х н ости 11. У ч а с т о к с вогнут ой п о в ер х н о ст ь ю вы зы ва ет у в ел и ч ен и е н а г р у ж е н и я х вост ово й ч а с ти п р о ф и л я 10. Д л я пер в ы х п е р и о д о в р а з р а б о т к и а э р о д и н а м и ч е с к и х п р о ф и л ей х а р а к т е р н о и с п о л ь з о в а н и е п р е и м у щ е с т в е н н о той или иной се р и и п р о ф и л е н , св ой ств а которы х были х о р о ш о известны . В н а с т о я щ е е в р ем я очень ч а ст о п р о ф и л ь с о з д а е т с я с п е ц и а л ь н о д л я к о н к р е т н о г о л е т а т е л ь н о г о а п п а р а т а , хотя и путем м о д е р н и з а ц и и с у щ е с т в у ю щ и х . В р е з у л ь т а т е и сч еза ет н е о б х о д и м о с т ь с о з д а в а т ь а т л а сы новы х п р о ф и л ей . О д и а к о д л я у ч е б н ы х цел ей ж е л а т е л ь н о , как и п р е ж д е , иметь н ек о т о р ы й з а п а с а э р о д и н а м и ч е с к и х п р о ф и л ей того или иного класса. 9 В настоящ ем пособии приводятся оценочны е сведен ия для н е к о т о р ы х ги п о т ети ч е ск и х с у п е р к р и т и ч е с к и х п р о ф и л ей , п о л у ч е н ные из р азл и ч н ы х о п у б л и к о в а н н ы х м а т е р и а л о в . Т а к и е про ф и л и и м ею т о б о з н а ч е н и е С с ш е ст и зн а ч н ы м ш и ф р о м . П е р в ы е д в е циф р ы у к а з ы в а ю т чи сл о М а х а п о л е т а , на к о т о р о е р а сс ч и т а н д ан н ы й п р о ф и л ь (эт о числ о М а х а у м н о ж е н о н а 1 0 0 ), вторы е д в е циф ры — в ел ич ину к о э ф ф и ц и е н т а п о д ъ е м н о й сил ы п ол ета (д л я у д о б с т в а эта вел и ч и н а у м н о ж е н а на 1 0 ), п о с л е д н и е две циф р ы — о т н о с и т е л ь н у ю т о л щ и н у п р о ф и л я в п р о ц е н т а х . Так, п р о ф и л ь С -8 2 0 3 0 9 о з н а ч а е т с у п ер к р и т и ч ес к и й п р о ф и л ь , р а с с ч и танны й на ч и сл о М а х а п о л е т а , р а в н о е 0,8 2, в ел ич ина с,/а по л ета с о с т а в л я е т 0,3, а о т н о с и т е л ь н а я т о л щ и н а п р о ф и л я с = 9% . В с е с в е д е н и я п р и в о д я т ся в п р и л о ж е н и и в ви д е т а б л и ц и г р а ф и к о в . Г е о м е т р и ч е с к и е и а э р о д и н а м и ч е с к и е х ар а к т е р и ст и к и п р о ф и л я GA ( W ) = 1 д а н ы в т а б л . П 2 . 1 и П . 2 . 2 и Па рис. П2.1 и П 2 .2 ; п р о ф и л ей N A C A с ер и и 23 с о т н о с и т ел ь н о й т о л щ и н о й 9,12 и 15% — в т а б л . П 2 .3 и на рис. П 2 . 3 — П 2 .7 ; п р о ф и л ей N A C A типов 2221 и 4 4 1 2 — в т а б л . П 2 .4 и на рис. П 2 .8 — П 2.13 ; с и м м ет р ичны х пр оф и л ей N A C A с о т н о с и т е л ь н о й т о л щ и н о й 6,9 и 12% — в т а б л . П 2 .5 и на рис. П 2 .1 4 — П 2 .1 7 ; п р оф и л е й C la r k с о т н оси т е л ь н о й т о л щ и н о й 12— 15% в т а б л . П 2 .6 и па рис. П 2 . 1 8 — П 2 .2 3; гип о т ети ч еск и х с у п е р к р и т и ч е с к и х п р о ф и л е й С — в т а б л . П 2 .7 и на рис. П 2 .2 4 — П 2.30; г и п отетич еских с и м м е т ричных пр о ф и л ей К Л Г Д с от н о си т ель н ой т о л щ и н ой 9 и 12% — в т а б л . П 2 .8 и па рис. П 2 . 3 1 — П 2.34 ; гип о т ети ч еск и х п р оф и л е й К Л Г Д серии 50 с от н оси т ел ь н ой т о л щ и н ой 9 ,1 2 и 15% — в т а б л . П 2 .9 и па рис. П 2 .3 5 — П 2 .3 9 . Т ак как бо л ьш ая часть п р и в од и м ы х в п о с о б и и а э р о д и н а м и ческих ха р а к т ер и ст и к носит оценоч ны й х а р а к т е р , то их мо жн о применять только в у ч е б н ы х ц е л я х (при к у р с о в о м и д и п л о м н о м п роек ти рован и и ). А эр о д и н а м и ч е с к и е х а р а к т ер и ст и к и п р о ф и л ей с е р и и С были оц ен ен ы с о в м е с т н о с В. М. Т ур апины м . А вторы н а х о д я т в о з м о ж н ы м прив ести их в д а н н о м п ос об и и . 3. Р А С Ч Е Т П О Л Е Т Н О Й ДО КРИ ТИ ЧЕСКОЙ ПОЛЯРЫ При М < М* у р а в н е н и е поляры им еет ви д С х а — C x a m i n 4“ Cx a i — Cxami n Т ( Суа Суа ) / (лАэ), (о.1) г д е Сха — к о э ф ф и ц и е н т л о б о в о г о со п р о т и в л е н и я с а м о л е т а ; с уЛ — к о э ф ф и ц и е н т п о д ъ е м н о й силы; сха ты — м и н и м ал ь н ы й к о э ф ф и ц и ен т л о б о в о г о с о п р о т и в л е н и я ; с уа* — к о э ф ф и ц и е н т п о д ъ е м н о й 10 сил ы , с о о т в е т с т в у ю щ и й с ха тш (д л я и с т р е б и т е л е й с уа* = 0, для транспортных и пассаж ирск их самолетов с уа* = 0 , 1 . . . 0 , 1о ) ; Cxai = ( С у а — С у а : ) 2/ ( л Х 3 ) — к о э ф ф и ц и е н т и н ду к ти в н о г о с о п р о т ивл ения ; л э — э ф ф е к т и в н о е у д л и н е н и е кры ла, уч и т ы в а ю щ е е п р и р о с т п а с с и в н о г о со п р о т и в л е н и я при б о л ь ш и х у г л а х атаки. В е л и ч и н у Яэ в ы ч исл яю т по ф о р м у л е 1 Д Э = 1/Я + 0,025, г д е х ___ г е о м е т р и ч е с к о е у д л и н е н и е кры ла, р а в н о е о т н о ш е н и ю к в а д р а т а р а з м а х а к п л о щ а д и крыла; Я = l2/ S . П л о щ а д ь кр ы л а S в к л ю ч а ет п о д ф ю з е л я ж н у ю часть. П р и ее о п р е д е л е н и и с л е д у е т п р о д о л ж и т ь п е р е д н ю ю и з а д н ю ю кромки кры ла д о п ер е сеч ен и я с б а з о в о й п л о ск ос т ью с а м о л е т а . 3.1. Р А С Ч Е Т Сх а m i n Величина с хатт к р ы л а з а в и с и т от числа Р е й н о л ь д с а \{С = где Vpac. расчетная ско ро ст ь, м / с ; hcp - qсредиия хо р д а кры л а, м; v — к и н ем а т и ч еск а я в я зкость в о з д у х а на ра счетной вы соте п о л ет а , м 2/ с . Д л я в и нтов ы х с а м о л е т о в р а с ч ет н а я ск о р о ст ь па р асчетной в ы сот е у к а з ы в а е т с я в з а д а н и и . Д л я с к о р о с т н ы х с а м о л е т о в с Т Р Д за р а с ч е лгиую с к о р о с i ь п р и н и м а ю т т а к у ю ск о р о ст ь п ол ет а , при которой в дп а п а з о н е г„„ = С...0-6, с о о т в е т с т в у ю щ е м о сн ов н о й гр уп п е м апенро в с а м о л е та, о к о л о н его не во з н и к а ю т скачки уп л от н ен и я , П о ря ; ток расчета этой с к о р о с т и с л е д у ю щ и й . о, о в K--Q, Г- 004 1Р 'г /' Ч о о 0,7 0,8 09 П ж,ООО Рис. 3.1. Увеличение критичес кого числа М аха для крыльев малого удлинения £>? 0,в Q9 ео Рис. 3.2. Увеличение критического числа М аха, обусловленное стре ловидностью крыла И В ы ч и сл я е т ся к рит ическ о е чи сл о М а х а для кры ла при Су„ — 0,6. М„ = 1— 0,7 | с— 3 ,2 с c,,airi + А М*-, + А М , г , (3 .2) г д е £ — о т н о с и т е л ь н а я с р е д н я я т о л щ и н а п р о ф ш ш кр ы л а, о п р е д е л я е м а я по ф о р м у л е с = (с0 р + с к) / ( 1 + т))> гДе со, ск отно с и т ел ь н ы е т о лщ и ны в к ор н ев ом и к онц евом с е ч е н и я х , ц — с у ж е ние кры ла; Д М . . и Л М . . — увел ич ения М в с л е д с т в и е влияния м а л о с т и у д л и н ен и я и у г л а с т р е л о в и д н о с т и с о о т в е т с т в е н н о , о п р е д е л я ю т с я по г р а ф и к а м (р ис. 3.1 и 3 .2 ) в за в и с и м о с т и от /., X и М . п р я м о го крыла б еск о н еч н о г о р а з м а х а (п р о ф и л я ) при с 1/и = 0. М . 0« р ас сч и т ы в ает ся по ф о р м у л е М * 0о о = 1 — 0,7 К 7 В е л и ч и н у М . в ф о р м у л е (3.2 ) б е з д о б а в л е н и я Д М . у и Д М* ; , м о ж н о о п р е д е л и т ь по г р а ф и к у (рис. 3 . 3 ) . В ы ч и с л е н н о е по п о л ной ф о р м у л е (3 .2) зн а ч е н и е М . о к р у г л я е т с я д о б л и ж а й ш е г о 0.9 0.8 0.7 ок 0.6 0.5 ОЛ 0 0.2 Of, Qfi 0.8 Рис. 3.3. Зависимость критического числа .Маха профиля от относительной толщины и коэффициента подъем ной силы м ен ь ш ег о из р я да 0,55; 0,6; 0,65; 0,7. т и ч еск ая ск о р о ст ь К. = М . а , З а т е м в ы ч и сл я ет ся кр и где о — ск ор ост ь зв ук а на р асчетной высоте (см. т а б л . Ш. 1 | . К р и т и ч ес к и е с к о р о с т и дл я д р у г и х ч астей с а м о л е т а не р а с сч и т ы в а ю тся , т а к как о ни з а в е д о м о б о л ь ш е , чем критическ ие ск о р о с т и д л я крыла при суа = 0,6. К р и т и ч ес к а я с к о р о с т ь К* с р а в н и в а е т с я с к р е й с е р с к о й Ккр. М е н ь ш а я из них п р и н и м а ет с я з а р а с ч е т н у ю КРаСч. 12 П а с с и в н о е с о п р о т и в л е н и е с а м о л е т а сха ш,л с к л а д ы в а е т с я из п а с с и в н ы х с о п р о т и в л е н и й ег о частей. К р ы л о . Сначала определяется п р о ф и л ь н о е со п р о т и в л е н и е = 2 (0,9 3 + 2,8 с) ( 1 + 5 с М 4) (3.3) ( 2 c F — у д в о е н н ы й к о э ф ф и ц и е н т с у м м а р н о г о с о п р о т и в л ен и я т р е ния п л о с к о й п л а с т и н к и ) , а з а т е м учи т ы вает ся в з а и м н о е вл ия ние кр ы л а и ф ю з е л я ж а и н а л и ч и е щ ел ей : Сх а mi l 1к р ^ С.хар i 1 Кннт \ г д е Кннт — зн а ч ен и я : f;— j + С) / 0 , 0 0 1 7щ , к о э ф ф и ц и е н т и н т ер ф ер ен ц и и , и м ею щ и й с л е д у ю щ и е С хем а... Вы сокоплан Сродлеплан Ннзкоплан 0,9 0,7 0,5 кинт... lui — l i n/l— о т н о с и т е л ь н а я с у м м а р н а я д л и н а в сех щ е л е й н а к р ыл о ( м е ж д у кры л ом и э л е р о н а м и , кры л ом и за к р ы л к а м и и т. п. ). В ел и ч и н а 2 c F о п р е д е л я е т с я по г р а ф и к у (рис. 3 .4) как фу нкция 0008 s о.оо? I 0.006 f 0 0 0 5 .. Рис. 3.4. Зависимость у д в оен н ою коэффициента CY сум c o iip o iнвлення ммарногоо сопро трения от числа Р ей н о л ь д с а -и координаты точки перехода ч и сл а Р е й н о л ь д с а Ре = точки п ер ех о д а xt — x t / b : — —-^ч ср и о т н о с и т е л ь н о й к о о р д и н а т ы 10" Re x t = m in Xc Xf b np . З д е с ь Xc и x; — от н о си т е л ь н ы е к о о р д и н а т ы м е с т о п о л о ж е н и я м а к с и м а л ь н о й толщ и ны и вогн у т о сти п р о ф и л я ; б пр — с р е д н я я о т н о с и т е л ь н а я х о р д а п р ед к р ы л к а; |,! ( ~ „ = 5 + [ 1 3 + 0,6 М (1 — 0 ,2 5 Л42) ] 1 О “, 2 — И Н 0 .08 М 2 1 + 0,312 М г де h — ср е д н я я вы сота б у г о р к о в ш е р о х о в а т о с т и п о в е р х н о с т и кры ла, в ы би р а ется в д и а п а з о н е h ~ (5...15 ) 10~6 м. Вертикальное и горизонтальное оперение. П р о ф и л ь н о е со п р о т и в л ен и е, как и д л я кры ла, р а ссч и т ы в а ет ся но ф о р м у л е ( 3 .3 ) . С о п р о т и в л ен и е и н т ер ф ер е н ц и и и о б у с л о в л е н н о е наличи ем щ ел ей учиты ваю т д о б а в к о й Д с д„оп = 0,0 0 2 и в в е д е нием в р асчет всей п о д ф ю з е л я ж н о й части оп ер е н и я : С х а го (во) — С х а р го (во) З - 0 , 0 0 2 . Фюзеляж. м улой Сопротивление ф ю зе л я ж а Сха ф — С / )]. I] ч —7. ‘ мф ,4 + . \ Сх а ф + определяется — С'ПН S„ -----------------мф фор /Г, 4 , (3 .4) . Здесь ( / — к о эф ф и ц и ен т с у м м а р н о г о со п р о т и в л е н и я трени.т плоской пластинки при х t = 0, о п р е д е л я е м ы й по чи сл у Р сй Г4 ^рясч ^-ф „ н ол ь д са Ке = ------------------> в к о т о Ром з а х а р а к т е р н ы й р а з м е р принята длина ф ю зеляж а (см . рис. 3 .4 ) ; ip (/.ф) вл и я н и е у д л и н ен и я ф ю з е л я ж а Цм(/.пФ, М ) учиты вает вл и я н и е Хф = —тр- на т р ен и е иф сж им аем ости ( / . Нф = учиты вает (рис. 3 .5 ) ; 2L - д - и~Ф у д л и н е н и е носовой ч асти ф ю з е л я ж а д о м и д е л е в о г о с еч ен и я ) (рис. 3 . 6 ) ; 5 мф — п л о щ а д ь м и д е л я ф ю з е л я ж а , £>ф — д и а м е т р круга, р а в н о в е л и к о г о м и д е л е в о м у с е ч е н и ю ф ю з е л я ж а ; / > = ■= 2 ,8 5 Ьф V 5 мф — п л о щ а д ь о м ы в а е м о й п о в е р х н о с т и ф ю з е л я ж а ; АСд-оф — у в ел и ч ен и е с.(0ф, о б у с л о в л е н н о е о т к л о н е н и е м носовой части ф ю з е л я ж а от ф о р м ы т е л а в р а щ е н и я (см . т а б л . П 3 .2 ) ; Сан— к о э ф ф и ц и е н т со п р о т и в л е н и я н а д с т р о е к , м и д е л ь к от ор ы х 5„ 14 л е г к о в ы д ел и т ь из м и д е л я ф ю з е л я ж а (а нтенны , огни и т. д . ) . П р и б л и ж е н и й м о ж н о пр и н ят ь д л я т ипо вы х с а м о л е т о в Глян V _ Л rt о — U , U i С х а ф ( б е з над ст р о ек )* мф 100 Рис. 3.5. П оправка, учитывающая влияние удлинения ф ю зеляж а на сопротивление трения Рис. 3.5. Поправка, учитывающая глияги • с ж и м а е м о с т и ' и о . и л а па сопротивление трения ф ю зеляж а- / —М =0.70; 2—М = 0,65; -& -М = 0.о0; 4—Л1 = 0,55; 5—Л1 = 0.50 Г о н д о л ы д в и г а т е л е й . З д есь надстройки отсутствую !, г о н д о л а я в л я ет ся о б ы ч н о т ел о м вр а щ ен и я , п о э т о м у к о э ф ф и ц и ент с о п р о т и в л е н и я г о н до л ы о п р е д е л я е т с я по ф о р м у л е , в ы т е к а ю щей из ф о р м у л ы (3 .4 ) 1= C.UI гд = с г ,] т|л< ~ с ‘*м гд (- Л с.и, гд; ЛСдчгд = 0 , 0 1 . ..0,02. В ел и ч и н у о м ы в а е м о й п о в е р х н о с т и о п р е д е л я ю т н е п о с р е д с т в е н н о по ч е р т е ж у с а м о л е т а . П и л о н ы д в и г а т е л е й . З д е с ь у читы вается т ол ь к о п р о ф и л ь н о е с о п р о т и в л е н и е . Р а с ч е т в ед е т ся по ф о р м у л е ( 3 . 3 ) , по г е о м е т р и ч е с к и е р а з м е р ы о п р е д е л я ю т с я д л я пилонов. П о д в есн ы е б а к и . Сопротивление подвесны х баков и д р у г и х си ст е м , и м е ю щ и х ф о р м у тел вр а щ ен и я , р а ссч и т ы в а ет с я так ж е , как д л я г о н д о л д в и г а т е л е й , по с о о т в е т с т в у ю щ и м г е о м е т рическ им п а р а м е т р а м . Д л я у п р о щ ен и я р а сч ет а с о п р о т и в л е н и я г о н д о л д в и г а т е л е й , пил онов , п о д в е с о к п р и н и м а ю т х, = 0. П о с л е о п р е д е л е н и я Сха min к а ж д о й части с а м о л с т а сост ойл я ю т с в о д к у л о б о в ы х с о п р о т и в л е н и й (т а б л . 3. 1) . 15 t а б л и ц a 3.1 Сводка лобовы х сопротивлений Наименование части самолета К оли чество гг, шт. П лощ адь в плане или миделя, S im * К оэф фициент лобового сопротивле ния, сха mJn -t п сха min i В итоге п о л у ч ен н ы е п р о и з в е д е н и я с у м м и р у ю т : 2 псха min ; s r. Т е п е р ь в ел ич ину с ха min с а м о л е т а р а ссч и т ы в а ю т по ф о р м у л е r _ i'XCt ни л — 1 AC S ПС*а m in S i , г д е S — п л о щ а д ь кры ла с п о д ф ю з е л я ж н о й ча ст ью . В ел ичины сха min и Суа* о п р е д е л я ю т о д н у из точек пол яр ы . О с т а л ь н ы е точки поляры н а х о д я т с я по у р а в н е н и ю (3 .1 ) . Р а с ч е т с.и, п р о и з в о д и т с я ДО Суа = c //0max. ВерХНЯЯ ЧЭСТЬ ПОЛЯры ОТ [Суатах “- (0,1 ... ...0,1 5)] д о С|,мпах чтроится ПРОИЗВОЛЬНО. 3.2. РАСЧЕТ Суа max М Е ТО ДО М Ц А ГИ П р е д п о л а г а е т с я , что рост к о э ф ф и ц и е н т а п о д ъ е м н о й силы крыла при увел ич ении у г л а ат а к и п р е к р а щ а е т с я , ка к т о л ь к о в к а к о м - л и б о сечении кры ла в о з н и к а е т ср ы в по т о к а . С рыв пот о к а н ачи на ется , ко г д а м естны й к о эф ф и ц и е н т п о д ъ е м н о й силы с Уи (г ) д о с т и г а е т зн а ч ен и я суа max ~ ( z ) в р а с с м а т р и в а е м о м с е ч е нии. П о д Суа max со п о н и м а ет ся м а к си м а л ь н ы й коэффициент п о д ъ е м н о й силы кры ла б еск о н еч н о г о р а з м а х а , с о с т а в л е н н о г о из п р о ф и л е й , с о о т в е т с т в у ю щ и х д а н н о м у с е ч е н и ю . Величина I у а шах со за в и с и т от се р и и п р о ф и л я , е г о о т н о с и т е л ь н о й т о л щ и н ы и чи сл а Р е й н о л ь д с а R e = — —*ч~ - и в общ ем случае изм е н я ется по р а з м а х у . Е е зн а ч е н и я берутся из характеристик п р о ф и л я . В р е з у л ь т а т е н а х о д и т с я з а в и с и м о с т ь с Уатм<х>( г). С л е д у е т учесть, что д л я п р о ф и л я Суа max на 12% б о л ь ш е, ч е м д л я кры ла с у д л и н е н и е м А. = 5. В ы ч и сл я ю т с я величины м ест н ы х к о э ф ф и ц и е н т о в п о д ъ е м н о й сил ы в с е ч е н и я х кры ла при£'г/а к р = 1 в д и а п а з о н е г = 2 z / / = (0 ...1 ) с и н т е р в а л о м А 2 = 0,1 по ф о р м у л е Суа1 (Z) = [Г „л(2) + Г , (г) + ф ° Г з (Z )] - V , (3 .5 ) г д е Г пл — б е з р а з м е р н а я ц и р к у л я ц и я п л о с к о г о п р я м о г о крыла; 16 Г у( г ) и з м е н е н и е циркуляции вследствие ст р е л о в и д н о с т и ; Ф° — у г о л к р у т к и к о н ц ев о г о с еч ен и я , г р а д , (у м е н ь ш е н и е углов атаки к о н ц е в ы х сечени й при кр утке с о о т в е т с т в у е т ф° > 0°); Г3 ( г ) — изменение циркуляции при ф° = + 1°; b { г) — т е к у щая хорда. З н а ч е н и я Г п л и А ( г ) н а х о д я т из т а б л . П З .З — П 3 .5 в з а в и с и м о с т и от о т н о с и т е л ь н о й д л и н ы ц е н т р о п л а н а и с у ж е н и я . Т а б ли ц а П З .З для наглядности иллюстрирована графиками (р ис. П .3 .1, П 3 . 2 ) . В ел ичины Гх ( г ) о п р е д е л я ю т с я по ф о р м у л е Гу ( z ) = r y = 4 5 ° (z ) J C , (3.6) гд е r z = 4 3 ° ( z ) — и з м е н е н и е ц и р к у л я ц и и при х = 45°. Е е з н а чение м о ж н о н ай т и по г р а ф и к у (р ис. П З .З ) и взят ь и з т а б л . П З . б . В ы ч и сл я ю т с я о т н о ш ен и я (z). М инимальное з н а чени е этой ф у н к ц и и р а в н о м а к с и м а л ь н о м у к о э ф ф и ц и е н т у п о д ъ ем ной силы кр ы л а , а, с л е д о в а т е л ь н о , и с а м о л е т а л ю б о й схем ы , к р ом е с хем ы « у т к а » , д л я ко т ор о й с л е д у е т учиты вать п о д ъ е м н у ю с и л у г о р и з о н т а л ь н о г о о п ер ен и я . О д н о й из з а д а ч а э р о д и н а м и ч е с к о г о п р о ек т и р о в а н и я явл яется выбор крутки, обеспечиваю щ ей н а и б о л ь ш е е з н а ч е н и е с„;/тах. С эт ой ц е л ь ю з а д а ю т с я рядом з н а ч е н и й крутки, вы числяют с о о т в е т с т в у ю щ и е к а ж д о м у у г л у ф° с ,,а тах,ст р о я т з а в и с и м о с т ь с*мта* (Ф°) 11 н а х о д я т ф° оР1, с о о т в е т с т в у ю щ е е с,,и тах тад- (эт о п о с т р о е н и е о п р е д е л я е т ф° и с ^ т а х ) . Д и а п а з о н з а д а в а е м ы х зн а ч ен и й ф° в ы б и р а ю т с учетом т о ю , что .ф°0р/ у в е л и ч и в а е т с я с у в ел и ч ен и ем с у ж е н и я и угла с т р е л о ви дности . Расчет с„ ах Г3 b(z) “ср 6 (2 )' о 0 ,! сс сб £* °о- D. = с 1.0 та 7. X^ £ е О е с S 17 Р ек ом ен дуется первоначально зад а в ать : . д л я .п р я м о у г о л ь н ы х кры льев ср° = + 1°, 0°, :— 1°; д л я т р а п е ц и е в и д н ы х <р° = 0°, 2°, 4°; ^ ^ ц д л я ст р е л о в и д н ы х с у ж и в а ю щ и х с я кры льев ф ° = 0 ° 1 9°, 12 , 15^ Р а с ч е т п р о д о л ж а е т с я д о т е х пор , по ка п р и н е к о т о р о м <р° Суа шах■ не начн ет у бы в ат ь . Р а с ч е т с л е д у е т в ест и в т а б л и ч н о й ф о р м е (т а б л . 3 . 2 ) . 4. РАСЧЕТ ЗА КРИ ТИ Ч ЕСКИ Х ПОЛЯР При М > М„ возникает дополнительное волновое соп р о т и вл ение, о б у с л о в л е н н о е п о я в л е н и е м в пот о к е, о б т е к а ю щ е м с а м о л ет, скачк ов у п л о т н е н и я . О б щ е е с о п р о т и в л е н и е с а м о л е т а я вл яется с у м м о й с оп р от и в л ен и й , с о о т в е т с т в у ю щ и х д ок р и т н ч е ским с к о р о с т я м по л ета и волновы х; Сха = Сха(ГЛ < М * ) + СхаВ. (4 -1 ) К а ж д о м у чи сл у М с о о т в е т с т в у е т св оя п о л я р а . В к у р с о в о й р а б о т е за к р и т и ч еск и е поляры р асс ч и т ы в аю т в д и а п а з о н е М* < М < 1 с шагом Д М = 0 ,05 и при М < I с ш агом Д М = 0,1. Н а и б о л ь ш е е зн а ч е н и е ч и сл а М п р и н и м а ю т р а в н ы м М т а х 4-0,1 . В о л н о в о е со п р о т и в л е н и е с а м о л е т а при р а с ч е т а х п р е д с т а в л я ю т в в и д е с у м м ы п а сс и в н о г о в о л н о в о г о (при с Уа = 0) и и н д у к т ивно-вол ново го , за в и с я щ е г о от с уа, с о п р о т и в л ен и й : Сха в ~ Т огда ф о р м у л у (4 .1) п р е д ст а в и т ь в виде Сл'а = [Сл'ао(М Сх а во 4 “ Cxaz i . ( 4 -2 ) с учетом ф о р м у л (3 .1 ) C*£ibo]4"" (.Cxai 4 “ Слав/) ' = и (4 .2 ) хап 4 “ В С у а , можно (4 3 ) г де В = (1/лА.э) 4- А В — от ва л п о л я р ы . З н а ч е н и я С х а о ш - ^ м » ) и и н ду к ти в н о г о ( в и х р е в о г о ) с о п р о т и в л ен и я бы л и ра ссч и т ан ы в р а з д . 3. К о э ф ф и ц и е н т п а сс и в н ог о в о л н о в о го со п р о т и в л ен и я с а м о л е т а вы ч исл яю т по п р и б л и ж е н н о й ф о р м у л е Сл,ш.. = с«жс>кр( 1 4------- ^ ----— )4-Сл-лвф4 - п Слагд — • (4.4) г д е Славокр — к о э ф ф и ц и е н т в о л н о в о г о с о п р о т и в л е н и я кр ы л а Г.ри Суа = 0; Сха в ф, Сха в гд К оэф ф и ц и ен т ы ВОЛНОВОГО С О П р О т явл ен и я ф ю з е л я ж а и г о н д о л д в и г а т е л е й с о о т в е т с т в е н н о , п чи сл о г о н д о л д в и г а т е л е й ; S, S ro, S BO, 5 Мф, S Mra площ ади к р ы л а , г о р и з о н т а л ь н о г о и вер т и к а л ь н о г о о п е р е н и я , м и д е л я ф ю з е л я ж а и гондол двигателей соответственно. 18 В е л и ч и н у с д„вокр н а х о д я т по ф о р м у л е Сх а во кр ^ ( 1— S c k ) Сха во пр п~ ( 1 "4" S Ck) Coi во ск COS / ] , (4.5) г д е Sck — о т н о с и т е л ь н а я п л о щ а д ь с к о л ь зя щ е й ч асти крыла, к о т о р у ю о п р е д е л я ю т по н о м о г р а м м е (р ис. 4 .1 ) ; с.гавопр и Схавоск к о э ф ф и ц и е н т ы в о л н о в о г о с о п р о т и в л е н и я п р я м о г о и с к о л ь зя щ е г о к р ы л а, их з н а ч е н и я с н и м а ю т с г р а ф и к а (рис. 4 .2 ) в з а в и си м о ст и ОТ М и с (Сха во пр) или их э ф ф е к т и в н ы х зн а ч е н и й М Ъ= М c o s / , Ц09 0,0i о,от 0,0* ftOS 0,90 Рис. 0,95 uo V5 4.2. Зависим ость коэффициента в ол н овою сопротивления с » а = 0 от толщины крыла и числа М аха i,2 5 крыла при Г) = с/ C O SX (Сл-а с о с к ) ; X — Уг о л стреловидности фокусов (1/4 х о р д ). К о э ф ф и ц и е н т в ол н о в о го со п р о т и в л е н и я ф ю з е л я ж а ют по ф о р м у л е С х а в ф “ СДч, в ф m a x f (>Сф) . ПО ЛИППИ вычисля ( 4- 6) М а к си м а л ь н ы й к о эф ф и ц и ен т в о л н о в о го с о п р о т и в л е н и я з е л я ж а д л я М < 1,2 о п р е д е л я е т с я но ф о р м у л е _ Г' ко в ф ш а х — F<b / 0,016 —^ \ мф \ фю o,ooi9 \с ;.хвф ) где Хф — у д л и н е н и е ф ю з е л я ж а ; Ххвф — у д л и н е н и е его х вост о вой части. В е л и ч и н у I(у. ф) с н и м а ю т с граф ика (рис. 4.3) ка к функцию переменной Xф — .И— л?, '* ф (4.7) 1.2 -Л К ф ’ г д е Л Ь Ф — к р и т и ч ес к о е ч и с л о М а х а д л я ф ю з е л я ж а , вы ч и с л я е м о е по ф о р м у л е М * ф = Рас. 4Я . Зависимость Ьф ( 0 ,1 7 — 0 , 0 0 7 6 /.ф ). функции по л агая, что с.г„вф(А1= | , 7) = нейной и н тер пол яц ией. Д л я 1,2 < М < 1,7 з н а ч е ния с хпвф определяю т, 0 , 9 Сд„вф(м=1,2) и п о л ь зу я сь ли Л инии тоХа диаметр Воздугозад^оника. диаметр сопла. продолж ит ь oSpC L- Зую ш ие до о с и снмпетоии 20 Рис. 4.4. Схема построения фиктивного тела при расчете волнового сопротивления гондолы двигателя * К о э ф ф и ц и е н т во л н о в о го со п р о т и в л ен и я г о н д о л д в и г а т е л е й р а сс ч и т ы в а ю т т а к ж е , как и с.,-„Вф, но. д л я ф и к т и вн ог о т е л а в р а щения, с х е м а п о ст р о ен и я ко т о ро го п о к а з а н а на рис. 4.4. Р а с ч е т ы в о л н о в о г о со п р о т и в л ен и я при н у л е в о й п о д ъ е м н о й с и л е о ф о р м л я ю т в ви де т а б л и ц ы ( т а б л . 4 . 1 ) . Таблица 4.1 Л обовое сопротивление при нулевой подъемной силе Вычис ляемые величины Число Маха М* + 0 ,0 5 М* М max + 0 ,1 + 0 ,1 График (рис. 4 . 2 ) Сха во пр с ха во ск — »— сха во кр Ф ормула ( 4 . 5 ) Кф Ф ормула ( 4 . 7 ) / (Яф) График (рис. 4.3) ^ха в ф Ф ормула ( 4 . 6 ) *гд / (Ягд) Формула ( 4 . 7 ) сха в I Л Ф ормула (4.6) График (рис. 4 . 3 ) Формула ( 4 4 ) сха к о r.v,j о * :;а о = 1ли о (Л? И н д у к т и в н о —в о л н о в о е с о п р о т и в л е н и е вы числяю т по ф о р м у л е A S Су -1Уа^ Cx a B i Увел ичение образом : А В = отвала 0 ,5 поляры 2— — A S f i p cos'x АВ + (i • р а ссч и т ы в а ю т + следующ им S c k ) A S CK C O S ' / (4 .8 ) З н а ч е н и я A S n p , A S CK о п р е д е л я ю т по н о м о г р а м м е (р ис. 4 . 5 ) , причем, A S np н а х о д я т по д е й с т в и т ел ь н ы м з н а ч е н и я м Л/, с, с,;а, a A S ck — по эф ф ек т и в н ы м : Af3= M c o s x > сэ co s х » Суа ' Суа co s х ’ В ел ичины о т в а л а п ол я р вы ч исл яю т н о ф о р м у л е В { М, Суа) = j— П Лэ + А В ( М, Суа)• (4 .9) Р а с ч е т ы о ф о р м л я ю т в т а б л и ч н о й ф о р м е (т а б л . 4 . 2 ) . 21 ' г,# Kj**: С Л1— л З Рис. 4.5. Н омограмма для определении прироста отвала поляр О к о н ч а т е л ь н ы е резул ь тат ы р а сч е т а за к р и т и ч е с к и х ф о р м у л е (4.3 ) т а к ж е св од я т в т а б л . 4.3. иоляр но Таблица 4.2 Расчет отвала поляры при закритических числах М аха .4 ‘ и.. • иа э А Впр А В ек А В в 0 ,2 0 .3 л м,„ 0 ,4 0 .5 0.(1 Л/., 22 5 —- а. 1 £ Я rf сГ я ев ^3 % ^ а. ^ 2 о — 3 5 5е Cl 1 Таблица 4, 3 Сводной таблица лобовы х сопротивлений сам олета ( уа 41 0 0,2 0.3 0,4 0.5 0,6 4 1 . + 0.05 41.+0,1 г хаО из табл. 4.1 1' хи по ф орм уле (4.3) П о д а н н ы м т а б л . 4.3 с т р о я т с етку закоитически.х н о н ' о . г м М . ^ М < Afmax + 0,1 с и н т е р в а л о м 0,05 при М < 1 и 0,1 при М > 1 (см . прил . 4, рис. П 4 . 1 ) . В з а к л ю ч е н и е ст р о я т г р а ф и к и за в и с и м о с т и от числа М а х а : к о э ф ф и ц и е н т а л о б о в о г о с о п р о т и в л е н и я при ну л ев ой п о д ъ ем н о й с и л е Сдпо, о т в а л а поляры В и к а ч ест ва с а м о л е т а К. З н а ч ен и я В и К б е р у т при с„а = 0,3. 5. В З Л Е Т Н О - П О С А Д О Ч Н Ы Е Х А Р А К Т Е Р И С Т И К И С А МО Л ЕТ А И з м е н е н и е п о л о ж е н и я эл е м е н т о в м е х а н и з а ц и и крыла на в з л е т е и п о с а д к е у в е л и ч и в а ет п о д ъ е м н у ю с и л у и л о б о в о е с о п р о т и в л ен и е с а м о л е т а . К р о с т у л о б о в о г о со п р от и вл ен и и приводиi и вы пуск у б и р а ю щ е г о с я ш а сси . К р о м е изм ен ен и я к о н ф и г ур а ц и и с а м о л е т а на его а э р о д и н а м и ч е с к и е ха р а к т ер и ст и к и влияет б л и зость З е м л и . 5.1. П О С Т Р О Е Н И Е Х А Р А К Т Е Р И С Т И К ПО ДЪ ЕМ Н О Й СИЛЫ Н е м е х а н и з и р о в а н н о е ст р о я т по у р а в н е н и ю Суа = C ’ V , крыло. Кривую с,у„ (7 ) ( а — ССо). Л и н е й н ы й у ч а с т о к кривой д о зн а ч ен и я с уи = с уа шах— (0,1 ...0,1 5) п р о в о д я т ч ер ез д в е точки: ( с уи = 0, а = «о) и [cva = 0 „ ( 1 0 — а о ), а = 10°]. В е р х н ю ю часть кривой р и су ю т п р и б л и ж е н н о , от руки. У гол н у л ев о й п о д ъ е м н о й силы а 0 б е р у т из х а р а к т е р и с т и к вы бранного профиля кры ла. П р о и з в о д н у ю г ' л д л я крыла к о н еч н о го р а з м а х а вы ч исл яю т по ф о р м у л е 23 cos X ‘ h гд е п р о и з в о д н у ю c % a «, б ер у т из х а р а к т е р и с т и к п р о ф и л я . Е сл и она д а н а в р а з м е р н о с т и 1/ р а д , то д е л а ю т п е р е с ч е т по ф о р м у л е о’ Г 1 Уа I град 1 J _ 1 57,3 г Суа[ 1 р ад 1 J ' М е х а н и з и р о в а н н о е крыло. Эффективность м еха низации, р а с п о л о ж е н н о й на з а д н е й кр ом ке, з а в и с и т ог ти п а м е ха низации; от н о си т ел ь н о й хор ды ; угла отклонения; площ ади крыла, о б с л у ж и в а е м о й м е х а н и з а ц и е й . П р и н и м а ю т , что при о т к л о н е н и и з а к р ы л к о в (щ и т к о в ) накл он кривой Суа ( а ) такой ж е , как и д л я н е м е х а н и з и р о в а н н о г о кры ла. И з м е н я ю т с я т о л ь к о у г о л н у л е в о й п о д ъ е м н о й силы аозак = ао Д а о эа к («о — угол н у л е в о й п о д ъ е м н о й сил ы н е м е х а н и з и р о в а н н о г о к р ы л а ); с уатах и а кр. И з м е н е н и е у г л а н у л е в о й п о д ъ е м н о й силы р а в н о Д а о эак Gto . р ^ а к 5 о б с л за к COS^ 0,1 0 ,5 1 ЗО Я Рис. 5.1. П лощ адь крыла, обсл уж и ваем ая закрылком р ис. 5.2. Зависим ость производной a 0 т угла отклонения и относительной хорды закрылка г д е % — у г о л с т р е л о в и д н о с т и по л и н и и 1 / 4 х о р д кр ы л а в о б л а с т и за к р ы л к а . П л о щ а д ь кр ы л а , о б с л у ж и в а е м у ю за к р ы л к о м 5 о б с л з а к , о п р е д е л я ю т по ч е р т е ж у с а м о л е т а (р и с . 5 . 1 ) , п р о и з в о д н у ю a 0s н а х о д я т по г р а ф и к у (р и с . 5 . 2 ) . Е с л и кр ы л о и м еет и з л о м в о б л а с т и р а с п о л о ж е н и я з а к р ы л ков, то вел и ч и н у Дао зак о п р е д е л я ю т д л я к а ж д о й се к ц и и о т д е л ь но и з а т е м а л г е б р а и ч е с к и с у м м и р у ю т : Даозак — Д а о з а ю + Д ао зж г О п р е д е л и в ао аак, о т м е ч а ю т э т у т оч к у на г р а ф и к е и п р о в о д я т 24 ч е р е з н ее п р я м у ю , п а р а л л е л ь н у ю л и н е й н о м у у ч а с т к у з а в и с и м ости с,,а ( а ) н е м е х а н и з и р о в а н н о г о кр ы л а. Прирост с уа тз.< принимают р а вн ы м 2 / 3 п р и р о ст а c lja па л и н е й н о м участке. В е р х н ю ю часть кривой ст р о я т п р и м е р н о э к в и д и с т а н т н о а н а л о г и ч н о м у у ч а с т к у кривой с у а ( а ) д л я н е м е х а н и з и р о в а и н о г о кры ла. З н а ч е н и я а,<Р о п р е д е л я ю т с я этим п о ст р о ен и ем . Х а р а к т е р и с т и к и кр ы л а с о т к л о н е н н ы м и з а к р ы л к а м и с т р о я г д л я в з л е т н о г о и п о с а д о ч н о г о р е ж и м о в . И х от л и ч и е о п р е д е л я е т с я р а з л и ч и е м в у г л а х о т к л о н ен и я за к р ы л к о в . Е сл и в описан ии с а м о л е т а эти углы не п р ив ед ены , их п р и н и м а ю т о р и ен т и р о в о ч н о с п о м о щ ь ю т а б л и ц ы (т а б л . 5 . 1 ) , имея в в и д у , что угол о т к л о н е ния з а к р ы л к о в при в з л ет е в д в о е меньш е, чем при по сад ке. Т а б л и ц а '). I Предельные значения хорды и угла отклонения закрылка j Тип механизации Предельные значения L Л’;,,к = у Простой закрылок Щелевой закрылок Закрылок Фаулера Двухщелсвоп закрылок Щиток ,, Д:.К. _ 0.25 0,25 0,40 0,40 0,20 40 45 40 50 00 Д л я п е р е д н е й кромки н а и б о л е е п а с п р о с т р а н е и н и й тип м е х а н и з а ц и и — п р ед к р ы л о к . Если п р едк р ы л о к ав т ом ат и ч ес к и й , т о при а > с с л он п р и ж а т к о сн ов н ой части крыла и не и зм е н я е т х ар а к т ер т ечения л и н е й н о г о у ч астка. При </. > а л пр едк р ы л о к о т х о д и т от кры ла, п р е д о т в р а щ а я отры в потока, и с,,а с у в е л и чением угла ат а к и продолжает возрастать до нового зн ач ен и я с ча ш.-,х с н а ч а л а по л и н е й н о м у , а го то м по н е л и н е й н о м у з а к о н у . К р и т и ческ и й угол атаки у в ел и ч и в а ет ся . Д л я крыла б е с к о н е ч н о г о р а з м а х а с„а max при в ы дв инутом п р е д к р ы л к е равен с„а ггах л„„ -= 0,93 [с,,,,, + 27 ,„ ) / (1 + 2 0 с ' ,„ )], где с ' „а и м е ет р а з м е р н о с т ь г р а д — I; при а = 0. Д л я кры ла к он еч н о го р а з м а х а пр ир ост ный в ы д в и ж е н и е м п р ед к р ы л к а , равен А С у а ш а х пр — ( С у а m a x а пр Су а m a x а .) с уа о — величина с,,,, cyanVAX, о б у с л о в л е н COS^ X- 25 О п р е д е л е н н ы е т аким о б р а з о м х а р а к т ер и ст и к и подъемной сил ы м еханизированного кры ла показывают ш триховыми линиями. В л и я н и е б л и з о с т и З е м л и на х а р а к т е р и с т и к и п о д ъ е м ной силы м е х а н и з и р о в а н н ы х кры льев с в о д и т с я к у в е л и ч е н и ю с уа на л и н ей н о м уч а ст к е и у м е н ь ш е н и ю с уа max. В е л и ч и н у с а уа п р и н и м а ю т н е з а в и с я щ е й от б л и з о с т и З е м л и . З н а ч е н и я п р и р о ст а к о э ф ф и ц и е н т а п о д ъ е м н о й силы А с уа зем н а л и н е й н о м у ч а ст к е о п р е д е л я ю т по г р а ф и к у (рис. 5 . 3 ) . Рис. 5.3. П рирост коэффициента подъ ем ной силы вблизи Земли: а — зависимость \ с уа эем от й зак, б — схема определения величины й зак = /!эак/Ьср заК У м ен ь ш ен и е м а к с и м а л ь н о г о к о э ф ф и ц и е н т а п о д ъ е м н о й силы оценивают формулой )С Cj j u m a x з е м — Суа tnax Су а т а х > г д е с„а „,ах — М аксимальны й к о э ф ф и ц и е н т п о д ъ е м н о й сил ы в д а ли от З е м л и , с,,а та-< о п р е д е л я ю т по г р а ф и к у (рис. 5 . 4 ) . С к о р р е к т и р о в а н н ы е таким о б р а з о м з а в и с и м о с т и с у а ( а ) п р и н и м а ю т за о к о н ч а т е л ь н ы е и п о к а з ы в а ю т с п л о ш н ы м и линиям и. Э ти з а в и с и м о с т и и о п р е д е л я ю т з н а ч е н и я с уа шах и сскр с а м о л е т а в услови ях взлета и посадки. 20 4 : Q9 0,8 OJ 02 Рис, 5,4. Уменьшение cya max вблизи Земли 5.2. П О С Т Р О Е Н И Е В З Л £ Т Н О И И ПОСАДОЧНОЙ ПО ЛЯР В з л е т н у ю и п о с а д о ч н у ю п ол я р ы ст р о я т по у р а в н е н и ю — /• Л. ь х а в — п — Ь х а m i n в —п " Г {с у и — с * у а ъ - п ) 1 ------------------ . ------------------------ , лА,ем T-де С*„„ в_и = С*уа + 0,5.\Суал,. А Суал — НрНрО СТ Суа Н а ЛИНОЙНоИ у ч а ст к е за в и с и м о с т и суа (и) с учетом З е м л и . Величину минимального коэффициента л обового сопротивле ния на р е ж и м а х в з л ет а и п о с а д к и вы ч исл яю т по ф о р м у л е С х а m i n в —п ^ Сха ш " Ь А С Ха з а к ' S' oOcvi з а к - З д е с ь сХа min — м ини м аль ны й к о эф ф и ц и е н т л о б о в о г о с о п р о т и в л е н и я с а м о л е т а д л я к р е й с е р с к о г о р е ж и м а п о л ет а . К о э ф ф и ц и е н т л о б о в о г о со п р о т и в л е н и я ш а сси с п е р ед н ей с т ойкой п р и н и м а ю т р авн ы м ( 2 Sim — п л о щ а д ь л о б о в о г о сеч ен и я в сех к о л е с ) , а в с л у ч а е в е л о с и п е д н о г о ш а с с и о п р е д е л я ю т по ф о р м у л е 1,5 М 5 П„ + 0,75 V 5 осн С х а ш —1 ^ » г д е S n ст — п л о щ а д ь п н ев м а т и к а ст о ек , S OCh — п л о щ а д ь п н е в м а т ика о с н о в н о г о ш а сси . В е л и ч и н у д о п о л н и т е л ь н о г о с о п р о т и в л ен и я от о т к л о н е н н ы х за к р ы л к о в , р а с п о л о ж е н н ы х по в с е м у р а з м а х е кры ла, Асдазак о п р е д е л я ю т по г р аф и к у (рис. 5 .5 ) . С о п р о т и в л е н и ем п р е д к р ы л к о в в пер в о м п р и б л и ж е н и и п р е н е б р е г а ю т . Э ф ф е к т и в н о е у д л и н е н и е кр ы л а в б л и з и З е м л и о п р е д е л я ю т по ф о р м у л е Я Лзсм = 2,23 ■8 Я + 2) Г г / ’ 27 где й = ft// — отнош ение расстояния 1 /4 ср ед н ей хорды до З е м л и к р а з м а х у кр ы л а. З а в и с и м о с т и ^ „ ( а ) , с ха (с уа) д л я д о к р и т и ч е с к о г о р е ж и м а п о л е т а , в з л е т а и п о с а д к и с т р о я т на о б щ ем г р а ф и к е . П р и м ер н ы й вид э т и х кривы х и н е к о т о р ы е п р и н ципы их по ст р оен и я п о к а з а н ы на рис. П5.1 и П 5 .2. Qft OJZ 0,Ю 0,08 Рис. 5.5. Увеличение сопротивления отклонении закрылка при в. П О Д Б О Р В О З Д У Ш Н О Г О В И Н Т А И с х о д н ы е д а нны е: к р е й с е р с к а я с к о р о с т ь VKP и вы сота п ол ета / / „ р, м ощ н о ст ь о д н о г о д в и г а т е л я на к р е й с е р с к о м р е ж и м е Лгк,->. Е сл и в оп и са н и и с а м о л е т а у к а з а н а не к р е й с е р с к а я м ощ н о ст ь , а ст а т и ч е с к а я (при V = 0 ) н о м и н а л ь н а я м о щ н о ст ь у З е м л и то по т иповой х а р а к т е р и с т и к е д в и г а т е л я (р и с. 6.1 и 6 .2 ) о п р е д е л я ю т н о м и н а л ь н у ю к р е й с е р с к у ю м о щ н о с т ь А НОмкр = К Укр, Якр) г принимают А'кр ^ 0 ,8 5 N ном кр В сл у ч а е , когда и зв ес т н а в з л е т н а я м о щ н о ст ь (Ув.,л. Л/п,.«,<> — 0 ,8 5 Л 'взл. М а к с и м а л ь н ы й к о н с т р ук т и в н о д о п у с т и м ы й д и а м е т р винта D „ах о п р е д е л я ю т таким о б р а з о м : к о н ец л о п а с т и при р а з беге сам ол ета д о л ж ен о т с т о я т ь от З е м л и не м е н е е , чем на 2 0 0 мм; т а к о е ж е р а с с т о я н и е с л е д у е т в ы д е р ж а т ь о т конца л о п а с т и д о ф ю з е л я ж а и с о с е д н е г о винта. 28 N M, OS 0,6 0.4 цг О 2 4 6 & 10 н,*м Рис. 6.2. Тлпоиая характеристика 1В Д Рис. 6.1. Типовая хар ак теристика порш невою двигателя П о д б о р винта п р о в о д я т в д в а эт а п а . Н а п ер в ом э т а п е п а д а ют 3 или 4 з н а ч е н и я с т а н д а р т н ы х д и а м е т р о в винта о т D max и м е н е е и чисел о б о р о т о в . С т а н д а р т н ы е зн а ч ен и я д и а м е т р о в п р е д ст а в л ен ы в т а б л . П 6 .1 . Д л я Т В Д п р и н и м а ю т л с = 12...20 о б / с , д л я П Д — 18...30 о б / с (т а б л . П 6 .2 ) . Д л я к а ж д о й пары D — п с вы ч исл яю т о т н о с и т е л ь н у ю поступи (,и> и коэф ф ициент МОЩНОСТИ р = ( 6.2 Д л я к а ж д о й нары л — р, п о л ь зу я сь сер и й н ы м и х а р а к т е р и ст и к а м и в о з д у ш н ы х винтов (р ис. 116.1 — П 6 . 5 ) , о п р е д е л я ю т к о э ф ф и ц и е н т ы п о л е з н о г о д ей ст в и я . С ер ии, д л я ко т о ры х т | < 0 , 8 , в р а с ч ет н о й т а б л и ц е не р ег и ст р и р у ю т ся . К р о м е того, учиты ваю т то ль ко т е пары D — n c, д л я котор ы х ко н ц е в ое число М аха м е н ь ш е 1,2: М * = М ] / 1 + ( л / / . ) 2 < 1,2. (6.3) Н а и б о л ь ш и й 1] о п р е д е л я е т с е р и ю в о з д у ш н о г о винта, число о б о р о т о в п с и п р е д в а р и т е л ь н о е зн а ч е н и е д и а м е т р а D ' . Р а с ч е т в е д у т в т а б л и ч н о й ф о р м е (т а б л . 6 . 1 ) . 29 Таблица 6.1 Расчет К П Д воздуш ного винта по первом у этапу (К кр, м/с; Я кр, м; iVKp, кВт; р я , кг/м3; M J - д / у , ) ,м (£>„ D„ (J ю о rj с о о « с и о о CJ о о с 55 U о о о ге о 1 о о -A U 2) , м Формулы о о и графики Ф орм ула (6.1) Ф орм ула (6.2) ,ик Серия 1 Серия 2 Серия 3 Ф орм ула (6.3) По серийным характеристикам (рис. П 6 .1 — П 6.5) или Р Д К - 15000 Н а втором эт а п е ут очн я ю т з н а ч е н и е д и а м е т р а винта и о п р е д е л я ю т расчетный К П Д по м е т о д у Ц А Г И , учиты вая вл ия ние с ж и м а е м о с т и в о з д у х а и г о н д о л д в и г а т е л я (и л и ф ю з е л я ж а ) . И с х о д н ы е д а н н ы е : те ж е , что и д л я п ер в о го э т а п а , а т а к ж е в ы б р а н н ы е на о с н о вании этого э т а п а число оборотов, се р и я винта и указанное в серийной х а рактеристике отнош ение модельного эквивалентного диаметра гондолы к диа м ет ру м одельного винта ( d 3/ D ) 0. В ы ч и сл ен и е расчетного К П Д ведут для п редвари Рис U.S. Зависимость угла притекання т ель но в ы б р а н н о г о д и а м е т струй от поступи ра винта D ' и двух бли ж а й ш и х с т а н д а р т н ы х знач ений: D' + A D U D ' — A D 2. П о п р а в к у на с ж и м а е м о с т ь К ,м о п р е д е л я ю т с л е д у ю щ и м о б р а зо м : как и на первом эт а п е , вы числяю т о т н о с и т е л ь н ы е п о с т у пи к о эф ф и ц и е н т ы м о щ н о с т и р и к о н ц е в ы е чи сл а М а х а Мр . Затем для каждой пары / . — р, у д о в л е т в о р я ю щ е й условию A f/?< 1,2, но се р и й н о й х а р а к т е р и с т и к е н а х о д я т угол у с т а н ов к и л о п а с т и в н у л е в о м п р и б л и ж е н и и ф0с- Д л я т о г о ж е х а р а к т е р н о г о 30 се ч ен и я ( r = 0 , 7 / ? , R — р а д и у с ви нта ) вы числяю т угол притекания с т р у й (р ис. 6 .3 ) р° = a r c t g (6.4) и г ео м е т р и ч е с к и й уг о л ат ак и в н у л е в о м п р и б л и ж е н и и ссго° = фо0 —' P • (6.5) П о д и а г р а м м е k ? ( M R, а.г°9) (р ис. 6 .4 ) о п р е д е л я ю т к о э ф ф и ц и ент к?, у чи т ы в а ю щ и й у в е л и ч ен и е п о т р е б л я е м о й винтом м о щ ности в с л е д с т в и е влияния с ж и м а е м о с т и в о з д у х а . З а т е м вычпс- С » 10 S о 0 ?5 Рис. 6.4. О.т 0.8 0.9 1 .0 Зависимость коэффициента к от концевого М аха и геометрического угла атаки лопасти л я ю т к о э ф ф и ц и е н т м о щ н о с т и р', со о т в е т с т в у ю щ и й влияния с ж и м а е м о с т и и, с л е д о в а т е л ь н о , м еньш ей Р' = Р А ю И' числи о т су т ст в и ю м ощ ности: (6-6 ) Д л я к а ж д о й пары /.— р' с с е р и й н о й ха р а к т ер и ст и к и винта с н и м а ю т з н а ч е н и я у г л а у с т а н о в к и л о п а с т и в пер в о м п р и б л и ж е нии (fiQ и н а х о д я т гео м е т р и ч еск и й угол атаки в первом п р и б л и жении а п 6 - <р,0- р о. (6.7 ) 31 В со от в ет с тв и и с м е т о д о м Ц А Г И р а сч е т п о в т о р я ю т д о с о в п а д е н и я д в у х о ч е р е д н ы х п р и б л и ж е н и й : фл- | ° ~ ф л°. П р а к т и к а р а с чет о в п ок а з ы в а е т , что м о ж н о о г р а н и ч и т ь с я п ер в ы м п р и б л и ж е нием и считать, что с о о т в е т с т в у ю щ и е е м у велич ины я в л я ю тся расчетны ми: Р = Рр> otri ^ c t r p ; ф1°= фр Т еп ер ь с г р а ф и к а К т,ы(a r°, Af«) (рис. 6 .5 ) с н и м а ю т ве л и ч и н у поп р ав к и Па с ж и м а е м о с т ь д л я р а с с ч и т а н н ы х зн а ч е н и й а гр°иМ/г. о,К — I. <* Риг. 6.5. IО Поправка, учитывающая влияние на К П Д винта П о п р а в к у на вл ия ние гондол ы в ы ч исл яю т по ф о р м у л е сж им аем ости двигателя К , Ф = 0 ,9 8 5 -^ - , *Ф0 г д е к о эф ф и ц и ен т ы в озд уха (ф ю зеляж а) К гл, ,ф ( 6 .8 ) /еф = / \ - £ р - ] и 6 ф0 = f ( - ^ _ ) о о п р е д е л я ю т по г р а ф и к у (р ис. 6 . 6 ) . Р а с ч е т н ы й К П Д винта н а х о д я т по ф о р м у л е ЛРасч — Г) /Сг, М K Tl ф , г д е л б е р у т по се р и й н о й х а р а к т е р и с т и к е д л я к а ж д о й п ар ы Л— р Р. Н а и б о л ь ш е е з н а ч е н и е т]расч о п р е д е л и т о к о н ч а т е л ь н о е з н а ч е н ие д и а м е т р а винта и р а с п о л а г а е м у ю м о щ н о с т ь н а к р е й с е р с к о м р е ж и м е п о л ет а : А расч = N KVт}расч. Е с л и т^асчтах со о т в е т с т в у е т 32 0 ,8 5 0 Oj 0,Z 03 Ob QS djj-Q Puc. 6.6. Зависимость коэффициента /гл от относительною диам етра тела за винтом н а и м е н ь ш е м у из т р е х р а с с м а т р и в а е м ы х д и а м е т р о в , с л е д у е т о п р е д е л и т ь / г)РаСч д л я винта е щ е м ен ь ш ег о с т а н д а р т н о г о д и а м е т ра и т . д . Р а с ч е т в е д у т в т а б л и ч н о й ф о р м е (т а б л . 6 .2 ) . Т а б л и ц a 6.2 Уточнение диаметра винта и определение расчетного К П Д < //кр, м; УкР. м/с; р я , кг/м3; Л'.ф , кВт; пс, о б/с; Серия Л»; Д,ф()) Численные значения расчетных величин Расчетные величины (U' + \ U | >, м D'. и •и \1> ). м Ф ормула (6.3) Ф ормула (6.1) Ф ормула (6.2) По серийной характеристике (рис.П6.1 ...Г16.5) Ф ормула (6.4) или график (рис. 6.3) Ф ормула (6.5) График (рис. 6 4) Формула ( 6 .6 ) П о серийной характеристике (рис.П6.1 ...П 6 5) Ф ормула (6.7) К -, м(а0гР. Л,я) График (рис. 6,5) График (рис. 6 .6 ) Ф ормула ( 6 .8 ) Ф ормула (6.9) 33 Б И Б Л И О Г Р А Ф И Ч Е С К И Й СП И СО К 1. П роектирование сам ол ете»: Учебник” д л я вузов*/С ’. М. Е г е р , В. Ф. М и шин, Н К. Л и с е й ц е в п др ; П о д рёд, С. М. Егер а. М.: М аш иностроение, 1 9 8 3 .6 1 6 с. ■ ’ : 2 . Справочник авиаконструктора: Т.1. А эродинамика сам олета / / Р ед. А. К. Мартынов. М.: Ц А ГИ , 1937. 512 с. 3. Торенбик Э. П роектирование дозвуковы х сам олетов. М.: М аш и н острое ние, 1983. 6 48 е. 4. Турап ин В . М., Сал мин В. В. Летны е характеристики, продольная устойчивость и управляемость самолета: Учеб. п особи е / К уйбыш ев, авиаи. ин-т. Куйбыш ев, 1982 . 80 с. 5. П остроение взлетно-посадочных поляр И характеристик подъем ной силы: М етод, указания к курсовой р а б о т е /С о с т . Г , В. Филиппов; К уйбыш ев, авиац. ин-т, Куйбышев, 1981, 18 с. 6 . М етодические указания к практическим занятиям по аэродинамике: Ч. 2 / Сост. Г. В. Филиппов, В. Г. Шахов-, К уйбыш ев, авиац. ин-т. К уйбы шев, 1977. 84 с. 7. Аэродинамические профили: М етод, указания / Сост. В. Г. Шахо.г, Куйбыш ев, авиац. ин-т. Куйбыш ев, 1983. 26 с. Приложение 1 С А М А Р С К И Й ГО С У Д А Р С Т В Е Н Н Ы Й АЭРОК О СМ И Ч ЕСК И М У Н И В Е Р С И Т Е Т имени академика С. П. К О Р О Л Е В А КАФЕДРА АЭРОДИНАМИКИ РАСЧЕТ АЭРО Д И Н А М И Ч Е С К И Х Х А Р А К Т Е Р И С Т И К С А М О Л Е Т А Т У - 154 Курсовая работа студента группы 134 И в а н о в а Н. П Р уководитель—доцент П е т р о в С К САМАРА 1992 35 Приложение 2 Таблица К оординаты профиля X V Ун X 0,00 30,0 40,0 50,0 60,0 70,0 80,0 90,0 95,0 97,5 0,0 0,00 ' 0,5 1,25 2,04 3,07 4,17 5,59 6,55 7,30 8,40 9,20 9,77 — 1,38 — 2,05 — 2,69 — 3,58 — 4,21 — 4,70 — 5,43 5,93 —6,27 2,5 5,0 1 0 ,0 15,0 2 0 ,0 25,0 G.4(VT) 1 0 0 ,0 П2.1 I, % .'/в Ун 10,16 10,49 10,26 9,37 7,63 5,29 2,64 1,29 0,61 0,07 — 6,45 — 6,49 — 6 ,1 0 — 5,08 — 3,40 — 1,60 - 0 ,3 3 —0,26 —0,40 —0,80 (W) - 1 Рис. П2.1■ Геометрия профиля G .4(IT ')— I Таблица Аэродинамические характеристики Л1 «о- гРал <’ (/n v- 1/'рад 0 , 1 . .0,28 —4 112.2 профили G /1 (№') — Г j 5,73 с гп0 — 0 ,0 1 | хр 0,29 2,0 6 10 12 R e-I0'e Рис. П2.2. Зависимость максимального коэф ф и циента подъем ной силы профиля G .l (tt^l — 1 от числа Рейнольдса Таблица П2.3 Координаты профилей серии N А С А -2 3, % Ы А С А -23Ш N A C A -23012 М4 0 4 -2 3 0 1 5 X Ув Ун Ув Ун Ув Ун 0 ,0 0 ,0 0 0 ,0 0 0 ,0 0 0 ,0 0 0 ,0 0 0 ,0 0 1,25 2,5 5,0 7,5 2,04 2,83 3 ,93 4,70 5,25 5,85 6,05 — 0,91 — 1,19 — 1,44 — 1,63 — 1,79 — 2,17 — 2,55 — 2,80 — 2,96 — 3,03 — 2 ,8 6 — 2,53 — 2,08 — 1,51 — 0 ,8 6 - 0 ,5 0 - 0 ,1 0 2,67 3,61 4,91 5,80 6,43 7,19 7,50 7,60 7,55 7,14 6,41 5,47 4,36 3,08 — 1,23 — 1,71 — 2,26 — 2,61 - 2 /1 2 3,34 4,44 5,89 6,90 7,64 —3,50 — 3,97 — 4,28 —4,46 —4,48 — 4,17 —3,67 —3,00 —2,16 — 1,23 —0,70 —0,13 8,52 8,92 9,08 9,05 8,59 7,74 6,61 5.25 3,73 2,04 — 1,54 —2,25 — 3,04 — 3,61 — 4,09 — 4,84 —5,41 —5,78 — 5,96 - 5 ,9 2 —5,50 — 4,81 —3,91 —2,83 — 1,59 —0,90 —0,16 1 0 ,0 15,0 2 0 ,0 25,0 30,0 40,0 50,0 60,0 70,0 80,0 90,0 95,0 1 0 0 ,0 6 ,1 1 6,05 5,69 5,09 4,32 3,42 2,41 1,31 0,72 0 ,1 0 1 ,6 8 0,92 0,13 1 .1 2 0,16 МСЯ-2Ш 9 тел-2301г. ЫЯСй-23015 Рис. П2.3. Геометрия профилен серии S A C А -23 (*> СЧ О Н 73 о t 3г; ;■ н : v : ■2 О 2’ о Lг*а = = о. C *7 С О та а та *я' гг оас а-s -в» 5s = I З- э- 2 о ? %1Си -— оU сЧ ^ СЛ О Оч» Е5 58 «т— О fа= £ с* О >S к. C\J ОГ „о О О О X О О. у Таблица К оординаты П2.4 профилей Л'ЛСЛ серий 2221, 2412 и 4412, ■ Л54СЛ-2221 N A C A - 2412 Л'ЛСЛ-4412 X Ув Уп Ув Ун Ув Уп 0 ,0 0 ,0 0 0 ,0 0 0 ,0 0 0 ,0 0 0 ,0 0 0 ,0 0 0,5 1,25 2,5 5,0 7,5 1 0 ,0 3,11 4,40 5,75 7,62 9,00 9,92 — 1,40 — 2,50 - 3 ,5 5 — 4,90 — 5,80 — 6,50 — 7,46 — 8,04 — 8,34 — 8,53 — 8 ,2 2 - 7 ,5 2 — 6,49 — 5,22 — 3,70 — 2 .0 0 1,15 — 0 ,2 2 — 2,15 2,99 4,13 4,96 5,63 6,61 7.26 7,67 7,88 7,80 7,24 6,36 5,18 3,75 2,08 — — 1,65 — 2,27 — 3,01 — 3,46 — 3,75 — 4,10 — 2,44 3,39 4,73 5,76 6,59 7,89 8,80 9,41 9,76 9,80 9,19 8,14 6,69 4,89 2,71 1.47 0,1.3 — — 1,43 — 1,95 — 2,49 — 2,74 — 2 ,8 6 — 2 ,8 8 — 2,74 —2,50 - 2 ,2 6 — 1,80 — 1,40 — 1 ,0 0 —0,65 —0,39 15,0 1 1 ,2 2 2 0 ,0 1 2 ,0 0 25,0 30,0 40,0 50,0 60,0 70,0 80,0 90.0 95.0 12,45 12,47 12,60 10,98 9,50 7,62 5,45 3,02 1,62 1 0 0 ,0 0 ,2 2 т 1.14 0,13 — 4,23 — 4,22 — 4,12 — 3,80 — 3,34 — 2,76 — 2,14 — 1,50 ■0 ,8 2 - 0 ,1 8 —0.13 0 ,2 2 —0,16 —0,13 с е - 2 22 1 ЫЙСЙ- 2412 ЫЙСЙ-^П Рис П2.8 Геометрия профилен N A C A -2412 и Л'ЛСЛ-4412 Л'ЛСЛ-2221, 39 40 У*г*ОХ 1 222i 2 P IZ - 0,Z 0 - 2221 - 2412 Аыг 0,1 I Cm0 О 0 ,5 M Рис. Г12.13. Зависимость относительной ко ординаты фокуса и коэффициента про дольного момента при нулевой подъемной силе профилен А'АСА от числа .Маха Таб л иц а П 2,5 Координаты профилей серии .УЛСЛ-ОО, % ДЛ С Л -0006 Х А С А - 0009 X АС А -0 01 2 р Р Р 0 ,0 0 .0 0 .0 0 0 .0 0 1,25 •2.5 5.0 7.5 0,95 1.31 1.78 1.42 1,97 2,67 3.15 3,51 4.01 4,31 4,46 4,50 4,35 3,97 3.42 2.75 1.97 1.09 О.Ь'1 1.89 2.62 1 0 .0 15,0 2 0 .0 25.0 30,0 40.0 50.0 0 0 .0 70.0 80.0 90.0 95,0 1 0 0 .0 2 .1 0 2.31 2.07 2.87 2,97 3.00 2.90 2.65 2.28 1.83 1.31 0,72 0.40 0,06 0 ,1 0 3,56 4.20 4.68 5,35 5,74 5.91 6 .0 0 5.80 5,29 4,36 3.66 2.62 1,15 0,81 0.13 41 ИЙСД-ОООБ ЫЙСЙ-OQQO Ый СО- 0 0 1 2 Рис. П2.14. Геом етрия профилей серии N А С А -00 о 0.1 ог о? + г? 0 Рис. П2.15. Зависимость максимального к оэф фициента подъемной силы прямоугольного крыла с удлинением л = 5 и профилями серии А'ЛСЛ-00 от числа М аха s О м 05 Рис. П2.16. Зависим ость производной коэф ф и циента п одъ ем ной силы по углу атаки про филей серии Х А С А - 0 0 от числа М аха C-Q'iT. 0,09 Л 0 ,5 гаоб М Рис. П2.17. Зависимость относительной ко ординаты ф окуса профилей серии Л'.46'Л-оо от числа М аха <43 м / csf CS п fcj \ ) Q) и Ю со s~ _ . s J S-fr n с Os л “ g ё | § * s ° f- S3 Ъ, 2 ° s~ ° " s~ 3 : C° 1 j :U динаты момента Яис. П2.2И. Зависимость относительной коорфокуса и коэффициента продольного при нулевой подъемной силе ирофнл* и серии Clark УП от числа Махи £ e; ^ Я X0U 4V, Зависимость производной коэффициента подъемной силы по углу атаки профнлей серии Clark УП от числа Ala та 112.21. — s О О as Puc. N 45 Таблица Г12.7 К оординаты суперкритических профилей серии С, % С -820309 С -790212 С -770315 X г/в 0 ,0 0,16 0,5 1,25 2,5 5,0 7,5 1,11 1 0 ,0 15,0 2 0 ,0 25,0 30,0 40,0 50,0 0 0 ,0 70,0 80,0 90,0 95,0 9 7 ,5 1 0 0 ,0 1,57 2,08 2,70 3,09 3,37 3.81 4,13 4,37 4,55 4,77 4,84 4,80 4,62 4,31 3,64 2,93 2,45 1.77 Ун Ув Ун г/в Ун 0,16 — 0,82 — 1,32 — 1,74 — 2,34 — 3,01 — 3,31 1,67 2,40 3,48 4,09 4,87 5,34 5,69 0 ,0 С - -3 ,6 9 — 3,93 — 4,06 — 4,10 — 4,02 — 3,64 — 2,39 — 0,53 1,36 2,29 6 ,2 0 1,67 0,35 — 0,36 — 1,13 — 2,16 — 2 ,8 6 — 3,37 — 4,07 — 4,51 — 4,80 — 4,98 — 5,05 — 4,71 — 3,94 —2,52 — 0,76 0,31 0,43 0,42 0,35 0,80 — 1,33 — 2 ,0 0 —2,78 — 3,82 — 4,49 — 4,95 - 5 ,5 4 —5,86 - 5 ,9 8 —5,99 —5,41 — 4,19 —2,39 - 0 ,2 9 1,73 2,11 1.79 1,18 6,56 6,81 6,98 7,12 7,02 6 ,6 6 5,77 4,14 2,24 1,50 1,23 0,61 1,48 2,24 3,12 4,36 5,30 6,04 7,03 7,62 8,06 8,39 8,80 8,93 8,80 8,35 7,27 5,42 4,07 3,14 1,99 е-вгпоя C~?902lZ Рис. 46 П 2.24. Геометрия суперкритпческих профилей серии С 2 ,6 8 2,52 2,28 1,90 Си У а оо 05 О 0,75 0.8 П* Рис. П 2.25. Зависимость критического числа М аха суперкритических п р оф и лен серии С от коэф ф ициента п о д ъ емной силы 008 0,06 820309 0,7 08 09 10 Л7 Рис. 112.26. Зависим ое 1Ь к о эф ф и ц и ен т волнового сопротивления суперкритических профилей серии С при нулевой подъем ной силе от числа М аха •17 Ч ат ах 13 и о DJ 0,2 0,3 0,4 М Рис. 112.27. Зависимость максимального коэффициента подъем ной силы прям оуголь ного крыла с удлинением Я = 5 и супсркритичсскнми профилями серии С от числа М аха О 0.5 М Рис. П 2.28. Зависимость производной к оэф фициента подъем ной силы по у гл е атаки с \ неркритическнх профилей серии С от числа М аха о о QOS 0.15 О 05 Л? Рис. П 2.29. Зависимость угла атаки нулевой подъем ной силы суперкрптнчески.х профилей серии С от чис ла М аха «г / ’/с:. П2..-Ц). Зависимость относи :сльпий координаты фокуса и коафнншпеп! а продольного момента при нулевой п о д ъ емной силе суперкритических профилей серии С от числа .Маха 49 Таблица К оординаты профилей КАГД-0009 К А Г Д -0009 и К А Г Д -0012, % КАГД-0012 X 0 1,25 2,5 5,0 7,5 10,0 15,0 20,0 30,0 КАГД-0009 КАГД-0012 У У X У У 0,00 1,34 1,80 2,39 2,78 3,07 3,52 3,83 4,25 0,00 1,79 2,41 3,19 3,70 4,10 4,69 5,10 5,66 5,93 5,91 5,58 4,87 3,76 2,19 1,22 0,12 4,45 4,44 4,19 3,65 2,82 1,65 0,92 0,09 40,0 50,0 60,0 70,0 80,0 90,0 95,0 100,0 КйГа-0009 к а га -о о 1 г P u r. П 2 .3 1 . Геометрия профилей серии КАГД 00 о 0,1 0Z 0,3 0,4 п Зависимость максимального ко эффициента подъемной силы прямоуголь ного крыла с удлинением >. = 5 и профи лями серии КАГД-00 от числа Маха P u r. П 2 .3 2 . 50 Г12.8 Р и с. П 2 .3 3 . Зависимость производной коэф фициента подъемной силы по углу атаки профилей серии КАГД-00 от числа Маха С=0,09 / ) Г C=0.1Z О 05 П Зависимость относительной координаты фокуса профилей серии КЛГД-00 от числа Маха Р и с. П'2.34. 51 Таблица К оординаты профилей серии КА ГД-5000 Г12 9 К А Г Д -50, % КАГ Д-5012 КАГД-5015 X Рв 0,0 1,25 2.5 5,0 7,5 10,0 15,0 20,0 25,0 30,0 40,0 50,0 00,0 70,0 80,0 90,0 95,0 100,0 Уа Ув Ун Ун Ув 0,35 0,35 0,35 0,35 0,35 0,35 2,00 2,50 3,35 — 1,05 — 1,35 — 1,52 3,10 — 1,91 —2,52 3,94 — 1,98 —2,48 — 1,81 2,55 3,22 4,36 5,36 —3,24 —2,03 5,19 —2,81 6,40 —3,60 5,80 6,77 7,48 8,01 8,36 8,74 8,61 7,81 —3,10 -3 ,3 7 7,17 —3,96 4,28 3.97 4,43 5,15 5,68 6,07 6,33 0,61 6.50 -2 ,2 5 —2,45 —2,51 —2,53 —2,52 —2,39 3,56 —2,15 — 1,85 — 1,52 — 1,14 1,87 0,92 0,00 —0,69 —0,-11 —0,00 5,89 4,92 6,53 4,72 2,48 1.17 0,00 —3,44 —3,46 —3,44 —3,26 —2,92 —2,51 —2,06 8,39 9,28 9,94 10,39 10,88 10,72 9,72 —4,36 —4,12 —3,70 8,13 —2,60 -1 ,9 5 — 1,54 5,89 —0,93 3,09 -0 ,5 5 1,52 0,00 - -0,00 —4.37 —4,39 - 3 ,1 8 -1 ,1 7 0,69 —0,00 Кй Га-5009 К йГЛ -5 0 И КвГП-5015 Р и с. П 2 .3 5 . 52 Геометрия профилей серии КАГД-50 о,а QOS iO Q 0 .5 /V Рис. П2.36. Зависим ость м аксим альною коэф ф ициента подъ ем ной силы п р ям оугол ь ного крыла с удлинением Л = 5 и п р оф и лям и серии К А Г Д -50 от числа М аха сЧ о$ о ,и Рис. П 2.37. Зависимость производной к оэф фициента подъем ной силы по углу атаки профилен серии К А Г Д -50 от числа М аха С--0,12. < / 0,09 ^ 0 0,5 П Рис. П2.38. Зависим ость угла атаки нулевой подъ ем ной силы профилей серии К А Г Д -5 0 от числа М аха 53 0,2 С = 0,15 О М Рис. П 2.39. Зависимость относительной ко ординаты ф окуса и коэффициента п р одол ь ного момента при нулевой подъем ной силе профилей серии К А Г Д -50 от числа М аха П рилож ение 3 Таблица П3.1 С тандартная атмосф ера С ко Вы рость сота звука II. м и. м/с 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 5000 5500 6000 6500 7000 7500 И 340.3 338,4 336,4 334,5 332,5 330,6 328,6 326,6 324,6 322,6 320,5 318,5 316,4 314,4 312,3 310,2 П лот ность IJ, кг/м 3 Кинемати ческая вязкость V-10 :>, м2/с 1,225 1,167 1,461 1,520 1 ,1 1 2 1,581 1,646 1,715 1,787 1,863 1,943 2,028 1.058 1,006 0,9569 0,9092 0,8634 0,8193 0,7770 0,7364 0,6974 0,6601 0,6243 0,5900 0,5571 Вы сота II. м 8000 8500 9000__ 9500 10000 10500 11000 12000 2,117 15000 18000 2 ,2 1 2 20000 2,312 2,417 2,529 2,648 2,774 25000 30000 40000 50000 С ко рость звука а, м/с 308,1 305,9 303,8 збТ.б 299,5 297,3 295,1 295,1 295,1 295,1 295,1 298,5 301,8 317,6 329,8 П лот ность о, кг/м 3 0,5257 0,4957 0,4670 0,439б“ 0,4135 0,3885 0,3648 0,3118 0,1947 0,1216 0,0889 0,0400 0,0181 0,0039 0,0010 Кинемати ческая вязкость v - 1 0 ’, м-/с 2,907 3,049 3,200 3,360 3,531 3,712 3,806 4,571 7,340 11,78 16,15 36,71 81,95 416,7 1743 Таблица П3.2 Величина дополнительного сопротивления ф ю зел я ж а отнесенная к миделю ф ю зел я ж а Н аим енование ^ СЛ'£1ф 1. Ф онарь кабины пилота на сам олете с одним дви гателем с плоскими гранями и острыми ребрами окантовки, с коротким гаргротом 2. Т о ж е, но с округленными ребрами окантовки 3. То ж е, что в п. 2, но со скругленной 0.041 0,035 передней частью 0,021 4. То ж е, что в п. 3, но с обтек ателем (с постепенным п ер еходом за д н ей части ф онаря в ф ю зел я ж ) 0 ,0 12 -ь 0,014 5. Ф онарь обтек аем ой стеклами 0 ,007 -И),000 (i. Ф онарь кабины пилота с плоскими передними стеклами на ф ю зел я ж е транспортного или п ассаж и р ск ого сам олета 7. формы То ж е, что в п. 6 , но со с плоскими скругленной передними передней частью 0,025 0,012 55 С Ч о X О О г? N о © s О •г Й ф ф X X ф X О О С ^ ю X О — N W 00 О тГ w: ct n cl х ■V Л — О 05 © О О о О о О О О о о о М I i i X — N t£) N 05 Ф ~ 05 N X 50 О хр о о § о © О О О о о о t i l t ! ^ L O — -г ф оо О — * "о hю Ф о Cl Л * — **■ 2j 2 w ©р о о 0,7597 X i со О) о М Ml - ■ —© © X © »© © © ©„ ©' ©’ © 1 1 1 - - - 1 "- © С О^ С О© © . Г X tfi 1Л V W © © о © © © © © © о © © о © ©* © 1 I М М 1 С Ч С ’*• © © © X © чг X о © © Б ©: © ©* ©” ©* © ! —0,0236 —0,0214 — 0,0191 —0,0174 —0,0157 ■м <Г х X ьГ О Л (М— С о о о о о о © о о с’ 1 1 1 1 1 © — с> t—© © © х сч — О О о о о ©' о о о о 1 1 1 1 ! 0,5434 X О); С О О 0,5115 С ч № О тр О 0,6090 С -5 05 О Т о 0,6513 — . Ifl — ( Ю о 1 0 ,8 | 0.9 ю © ь» © © © X о X N © © ©_ о. ©* © — 0,0005 М 1 —0,0002 —0,0001 М ю ю со ЮЧ1 rt о © © © © © © © © —0,0010 —0,0022 0 0,0001 —0,0009 и —0,0024 X © С Ч х © О © © ©_ © © о' ©* © м —0,0022 — 0,0007 -I© © © О Т —0,0002 —0,0001 0,0002 1,0561 1,0543 1,0570 1,0590 1,0765 —0,0020 0,6 | M i l l | 0,5 X * ■ “ О) W X to Ю тг "3 Cl О О О о о О О о о о © © © '© ' О L .O— © со •* © © © о © О — — — Г— * — * О О о l OС Ч п © о. о м © о о от X сч ГС t © © © © ©_ © о' ©' © © © X О © © ©р© © ©' Ю ”t М -t © Ю ЮTf Г СТ Г © © © © © © © ©р© © © ■ ©* ©" ©' с' © -о © © © ©' © X Г© © h- 05 — © С Ч “ СП© —— —© © о © о ©' ©" © © tO Ф — — X Щ со С 4! X О © С -i * -Л ^ ф £4 ^ С О СО N Y Гр (М ^ 1C 05 X © C M о — Г- — X N ЮCI — © h© ^ © — — — — О © © О О *о © © ©’ © © © 1,2624 0,0247 0,0180 0,0156 0,0135 —1 LO ф <М X Т СЧ. с о — — — 1C X с-5 С5 С 5 ь О) Ю 0 5 © СО — о lO — 0,0101 N © о © о © — ©* о’ © © О 5=" - U ( 0 1 ^ 4 ^ S ) iruJ W со тг тд —• СЧ С О (S = 4 ) EJ © © h© ©' ©' ©р © © © ©' © © ©’ Г» сч — ^ сч © © " tt* сч © © © ©, © ©’ © © *© "© — СЧ со ^ © ( i = "<)EJ СО © Г'- 0,0211 о ©' © X © © 0,0182 0,0153 0,0133 0,0117 ® — 0,0210 —— N ^3 о о о о о о 0,0179 0,0153 0,0130 0,0113 © X СЧ — — © ^ о о О 1.3987 О 1,3701 "МX О) X О О О С © о 1,1261 о X — 05 O '! — х сч © ь— от сч — — — — 1,3298 | - О ) f X © © X о © О) (N rf (О N © С О О -— ©* 56 X Г ", © © 0.3 1N t'0 Распределение о © © © ©' J ГП 1 и Г, по размаху крыла при / hо — -*Г X © со © © ©_ © ©’ o ’ 1 1 м м N lC Cl S © О С5 О X N © © о © © © © © © о М М 1 —© ю X © N lO С О— © © © © © © ©' © о' о' ©* м м ; О Cl IMX N со — © t-*- © © © о ©р©. © © © © © 1 1 1 1 1 О — © сч © — © © © ©* © © C l (М X Г — © © © © с -1 —СЧ © © © © © ^ © -з* © ©. ©' ©* — СЧ © ( 0 1 = 'М л © «г 57 со со © CO СЧ СЧ © © © © 1 © © © © © h- © о © Ю Ю о“ о ' lO — о 00 ю оо Г-- © © © © CO Г-. Tf © © ©^ © © © ' ©*“ © 1 | 1 со CO © © © ОС © © © © 1 © © © © © 1 © Y © t"© © © 1 © -f © © © 1 © co © © © © ©* © ' | 1 г^- со © ©' ОС © CO СЧ CO © © © СЧ © о © о* ©* IS» СО © чco 00 ©" r- —■ СЧ СО t © © I © © © © © © 1 ОС © © о ' ] © © © 1 © © © © ©“ со _ »<“ > 1(0 со © © о © © © © © ' © ' —■ “ © © •О X 0 5 СЧ 05 0 5 ГО СО S СО «О ® о£ о о'о' — сч сч сч S и ч 4> OI х о т ^ СО ОС — СЧ СЧ СО со 05 — W lO - ос 05 — © © © © С ^ гГ О ) "*■ СЧ © © h- го со — СО — cn СЧ СО СО СО © © t.O — ГГ © © © ' © ' © -© *■ © со сч — ЮО © СЧ СО сч го со со (Ol>Y>9)luJ ; тг сч © © © 1 оо © © ©' 1 © © © © © © © w © © © © ©' 01 © © о © 1 1.0 © © © © -г © © © © © © © тг © •■ © 1 00 © © © 1 © © ©_ ©* 1 © о © ©' 1 1 ю со © © ©' 1 © о © ©‘ f- о о ОО со го © © 1 © © © ©' 1 со о © © s © сч © © © 1 © © с © ©' © © © © ' ©* © © © © ° © со f-» со —© © © — © сч © о о о о © ©, © © о" © © " © © © * © ОС © © © © ©“ © ■-f © © © ©' ©" © о © о ' 1 1 1 © OJ ос t-- X © © © СЧ © V © © © © ©* © “ ©" ©* © = S о СЧ СО т г со © © © 1 СО © © © © © © 1 сч сч © со © © ©^ © ©' © о" I 1 т © © © © © © © © © © © © © 1 1 1 1 *t* © © © 1 © © © ©~ о 1 оо © оо г - © ©‘ го © © го - г-. © © © ©' 1 ОО 00 X © © ©_ © СЧ СО т Г © 53 05 ОС © —о © о ^ со 00 сч © © 1 т г сч © © о © 1 1 © © © ©* © “ © 1 1 i ~ ОС © —_ © © сч © © © © оо ю © © © © © ©" 1 1 f**. О © © © © © © О © ©" © 1 1 1 1 uo сч CO сч о © © © © © 1 1 1 © ТГ . ОС СЧ 0 0 — г- сч © сч © © © ©” © L.O (S = Y) eJ © С4! ь. Е ©’ h» © © © N С*э м* i n © © —© © © © ©‘ ( i = 4 ) eJ © © © © LO О ОС С © © © © © ©* ©* СЧ СО ^ LO © (01='<)cj ю со ю О) о' о» о о-а о _ »— * сч ф t'00 "SJ" о со со o ’о о' |I ю ф с"> lO © СО ы со о ю to С? Gj CD СО о о . о о о' о о о О 1-0 »о ю ю о о о о о о о_ о о о- о о о’ о о о аг- С5 ""*• -+* Л Ю ф С5 о 1.0 о Lyy о о 8 о' о" о О Ю сч С Г-- h - О Юо N Ю го при / = 0 ,5 / ОС СО —I СО СЧ О О О о ОС ОС ОС О о. о о О крыла со о о ООО о о о Ю О do О ООО о о' о ' о' СО <м о о о ”С h*- f>* 5 g S о о о ООО О -3- (С Cl о с О ’ГГ со o-i о со о о о о ас О г»- о О Ф СО . с о см о о о о о о о о о о о о ч о со 00 с00 00 05 СЧ СЧ Oi м о 1- ас Гч. счх « л Ч* л размаху О О о С О О о о по CD Q о 05 2 О) Гял и Г, 1C X с -О с t С X Cl Ъ: fх о Распределение О 5 -с Г Cl о 5 tO о 0} ^, W о с d с о о о о СО СО <2$ с-1 о о СО 8 СО <М СЧ с о f-* VC с о СО О 0 01 — if ю сч СО СО со сч СЧ СЧ О* N ф сч ( 0 I > Y > S ) rBJ —. '£ о о uD ю 25 о сс cd сч со ^ «л 2 о с §§§ d с о о О S щ о о о о о о о о СЧ СО *ч? «О сч СМ Ю СО с о ас со Ю -чг о с <5 2Ё cd СЧ СО ^9* У З со ь§ о со о «0 -г о о о о с5 о о о* о I u - d 'j го *ЧГ у О (01 ~ Y ) *J Т а б л и ц а П3.6 Д ополнительная циркуляция, обусловлен ная стреловидностью крыла х = 45° Z Г /. =45о г Г Х=45о г Г у = 45о 0,00 —0,300 0,35 0,038 0,70 0,141 0,05 — 0,263 0,40 0,000 0,75 0,148 0 ,10 —0,225 0,45 (',035 0,80 0,150 0 ,15 —0,188 0,50 0,066 0,85 0,141 0,2£ - 0 ,1 5 0 0,55 (№1 0,90 0,113 0,25 —0,113 0,60 0,113 0,95 0,066 0,3 0 —0 ,075 0,65 0,129 1,00 0,000 -0,3 Рис, TJ3.S. Влияние стреловидности у - 4 5° на изменение распределения циркуляции по р азм аху крыла т Приложение 4 Рис. П 4 Л . Сетка закритичееких сам олета поляр св ер хзв ук ов ого Приложение 5 SiMж ас Рис. П5.1. Взлетно-посадочные поляры и характеристики подъемной силы 6| Султвх х*нл Сулп&Суа.та 4 «г =8noi*"pa)*p**0K_ [-,ас^ п Х* ^ Р - * жРлн--- '/г 62 I/.I.2. (..\o\ia построения характеристик подъемной сиди П рилож ение 6 Т а б л и ц а П6.1 Значения стандартных диаметров и их степеней D, м 0,25 я D -, ,\г 0,7854 3,142 4,909 5,309 5,725 6,157 6,605 7,068 7,548 8,042 8,553 0.037 9,621 10,179 1,0 2 ,0 2,5 2 ,6 2,7 2 ,8 2,9 3,0 3,1 3,2 3,3 3,4 3,5 3,6 D \ м-‘ D*. м 4 1,0 0 1,0 16,00 39,06 45,69 53,14 61,47 70,73 81,00 92,35 104,9 1 18,6 133.6 150,1 168.0 3,7 3,8 3,9 4,0 4,1 4,2 4,4 4,6 4,8 5,0 5,4 5.8 32,00 97,66 118,8 143,5 171,1 205,1 243,0 286,3 335,5 391,3 454.4 525,3 604,6 D \ м4 D , м 0,25 л D 2, м 2 6 ,0 10,752 11,341 11,946 12,566 13,203 13,854 15,205 16,619 18,096 19,635 22,902 26,421 28,274 187,4 208,5 231,3 256.0 282,6 311,2 374,8 447,8 530,8 625,00 850.3 1132 1296 £>5, мг> 693,4 792,3 902,2 1024 1159 1307 1649 • 2060 2548 3125 4591 6564 7776 ! Т а б . I н н л 110 2 Значения чисел оборотов и их степеней "с «с*. 1 /с 1/с 2 ,v \ l/c :i п п (.2, V . 1/с 1/с 2 1/с 3 ! пг, /;с2, 1/с 1 ч- 2 "с ' 1/с ; t 1 12 13 14 15 16 17 18 19 144 169 196 225 256 289 324 361 1728 2197 274 4 3375 4096 4913 5832 6859 20 100 8000 21 411 484 529 576 625 676 729 9261 10618 22 23 24 25 26 27 12167 1 382 1 15625 \jsu U 19683 ! j ' I 28 29 30 784 841 900 21952 2 1389 27000 31 961 32 33 34 35 021 29791 32768 35937 39301 089 156 225 42875 63 0 frit. П 6.1. 64 OS 1.3 4 ,5 2 ,0 2 ,5 Серийная характеристика грехлопастниго серии ЗС М В -11 50 5 5 воздуш н ого У вш лл 65 / ’//г. Illi.2. Ссршжая характеристика трехлопастного серии ВМШ-Ю 5Б потдушного нинта V i n c . П 6.3. Серийная характеристика трехлопастного винта серии В И Ш -61П воздуш но, о 0 Рис. * П 6.4. Серинная i s * 5 характеристика четырехлопастного винта серии 4Ф-1 e X возтушного 67 Рис. П б.о 68 Серийная характеристика соосн ого ьотлушного винтя серии ЗСВ-1 Головин В ладим ир Максимович Филиппов Геннадий Васильевич Ш ахов Валентин Гаврилович РА СЧЕТ П О Л Я Р И П О Д П О Р Ш И П А К С А М О Л ЕТУ Р едак тор Н. Д . Ч а й н и к о в а Техн. р едактор Н. М. К а л е н ю к К орректор Т. И. 1Ц с л о к о в а С дано в набор 29.04.1992 г. П одпи сан о и печать 29 ОН 9 3 г. Ф ормат 0 0 у М 1/10. Б умага оберточная. Г арнитура л итературная. Печать высокая. N ел печ. л .4.95 Уел к р о л ь -1.07. Уч . - н и л. 1,1'. Т ираж 800 акт. З ак аз 31 7. Арт. с. 43 92. Самарский государственны й аэрокосм ический университет имени академ ика С. П. К оролева. 4 43086 С ам ар а, М осковское ш оссе, 34 Тип. Н П О С ам арского государств ен ного аэрок осм ич еск ого университета. 443001 С ам ар а, ул. У льяновская, 18
© Copyright 2021 DropDoc