и аэродинамического качества крыла
Коэффициент лобового сопротивления крыла вычисляется как сумма коэффициентов сопротивления: профильного , индуктивного , крутки и волнового . Профильное сопротивление крыла определяется в общем случае как сумма сопротивлений трения и давления. Вихревое индуктивное сопротивление крыла конечного размаха определяется сходом концевых вихрей на концах крыла и пропорционально квадрату коэффициента подъемной силы крыла. Волновое сопротивление возникает только при относительно больших скоростях полета, когда полетное число Маха превышает критическое число Маха . В этом случае на поверхности крыла появляются области местных сверхзвуковых течений. Сопротивление от крутки крыла возникает вследствие того, что у крыла с круткойраспределение давления создает вихревое индуктивное сопротивление (даже при нулевой подъемной силе). 4.1. Расчет коэффициента профильного сопротивления крыла ведется с учетом влияния подъемной силы [3] в следующей последовательности: , ( - коэффициент подъемной силы, соответствующий ), для , здесь берется в относительных единицах, для , , где -учитывает изменения профильного сопротивления при , (формула для приведена для четырех и пятизначных профилей NACA).
4.2. Расчет индуктивного сопротивления крыла [1]: Для расчета используется формула [1] , (8) где коэффициент учитывает влияние формы крыла. 4.3. Расчет коэффициента сопротивления от крутки крыла : , (9) где - угол крутки в градусах. 4.4. Расчет критического числа Маха . Предварительно приближенным способом определяется коэффициент подъемной силы профиля для заданного угла атаки : , -коэффициент подъемной силы профиля. Расчет ведется по следующей формуле: . (10) Для обычных профилей: - учитывает влияние на величину ; - определяет влияние толщины на критическое число Маха. Для сверхкритических профилей влияние и на определяется выражениями: ; . Влияние стреловидности на крыла (для всех профилей) учитывается по формуле: , где - угол стреловидности по линии ¼ хорд в градусах. Из предыдущих формул видно, что уменьшение и увеличение c приводит к повышению . С другой стороны это приводит к уменьшению объема крыла (за счет уменьшения ), увеличению веса конструкции (за счет увеличения c и уменьшения ), и уменьшению и . 4.5. Расчет коэффициента волнового сопротивления . Расчет коэффициента волнового сопротивления крыла осуществляется только тогда, когда . Приближенная формула для расчета получена на основании обработки экспериментальных данных . (11)
4.6. Расчет коэффициента сопротивления крыла : при , (12) при . (13) 4.7. Аэродинамическое качество крылаопределяется по формуле: . (14)
5. Сводная таблица результатов расчета
Примечание: 1. Таблица и выходные данные заполняются для каждого числа М. 2. Значения определяются только для углов атаки . 3. Волновое сопротивление определяется, еслиM > . Для М = 0,2 расчет и волнового сопротивления не производится.
Популярное: Генезис конфликтологии как науки в древней Греции: Для уяснения предыстории конфликтологии существенное значение имеет обращение к античной... Личность ребенка как объект и субъект в образовательной технологии: В настоящее время в России идет становление новой системы образования, ориентированного на вхождение... Почему стероиды повышают давление?: Основных причин три... Как распознать напряжение: Говоря о мышечном напряжении, мы в первую очередь имеем в виду мускулы, прикрепленные к костям ... ©2015-2024 megaobuchalka.ru Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. (2344)
|
Почему 1285321 студент выбрали МегаОбучалку... Система поиска информации Мобильная версия сайта Удобная навигация Нет шокирующей рекламы |