Определение коэффициента лобового сопротивления самолета.

Коэффициент лобового сопротивления компоновки самолета с фюзеляжем, симметричным относительно плоскости X0Z () при углах атаки для самолета с крылом малого удлинения, для самолета с крылом большого удлинения, определяется как сумма коэффициентов лобового сопротивления при нулевой подъемной силе – и индуктивного сопротивления :

.

Коэффициент рассчитывается по формуле:

(9.1)

– коэффициенты лобового сопротивления с учетом интерференции фюзеляжа с крылом, горизонтальным и вертикальным оперениями; коэффициенты лобового сопротивления мотогондол, подвешиваемых грузов и надстроек с учетом интерференции;

– коэффициент, учитывающий дополнительное сопротивление, обусловленное технологическими неровностями поверхности (стыковочные узлы, люки, царапины), = 0.003 …0.004;

– коэффициент торможения потока в районе вертикального оперения. При , при можно принять равным ;

К – поправочный коэффициент, уточняющий формулу (9.1) на неучтенные факторы, К =1.05 …1.1.

 

9.1. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.

Расчет коэффициента лобового сопротивления изолированного фюзеляжа при нулевой подъемной силе выполняется по соотношению:

где – коэффициент лобового сопротивления трения,

– коэффициент лобового сопротивления давления.

· Коэффициент лобового сопротивления трения

Определяется по формуле:

где – коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке для полностью турбулентного пограничного слоя, – число Рейнольдса, рассчитанное по длине фюзеляжа ,

– коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости,

– коэффициент формы, учитывающий отличие фюзеляжа от плоской пластины, – площадь омываемой поверхности фюзеляжа (боковой, без площади поверхности донного среза),

=1,71*10^-5 – кинематический коэффициент вязкости, определяемый по таблице стандартной атмосферы в зависимости от высоты полета.

М=0,6	5,14*108	0,0018	0,98	1,12	70,86	0,0427
М=1,6	1,37*109	0,0013	0,95			0,0264

 

· Коэффициент сопротивления давления определяется по формуле:

где – соответственно коэффициенты сопротивления давления носовой и кормовой частей, донного сопротивления, отнесенные к площади миделевого сечения .

o Коэффициент сопротивления носовой части фюзеляжа,

выполненной в виде тела вращения с центральным воздухозаборником, представляется в виде:

Современные воздухозаборники проектируются таким образом, что при всех расчетных режимах работы двигателя = 1. Тогда это соотношение принимает вид: , и определяется из графика.

o Коэффициент сопротивления кормовой части фюзеляжа

определяется по графику.

o Коэффициент сопротивления донного среза при

неработающем двигателе определяется для всех значений числа М _¥ по формуле:

,

где – площадь донного среза, – диаметр донного среза,

– коэффициент, учитывающий влияние удлинения и сужения кормовой части;

– коэффициент донного давления.

При М_¥< 0.8 ,

– коэффициент трения плоской пластины, определяемый по числу .

При М>0.8 =-0,27 - определяется по графикам.

М=0,6	-0,1374	0,28	2,15	3,19	0,08
М=1,6	-0,27	0,38			0,34

 

М=0,6		0,06	0,0259	0,0858
М=1,6	0,02	0,068	0,069	0,2663

 

М=0,6	0,0427	0,0858	0,1286
М=1,6	0,0264	0,2663	0,3668

 

 

9.2. Определение коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности (крыла, ГО, ВО) при нулевой подъемной силе.

Коэффициент лобового сопротивления изолированной несущей поверхности при нулевой подъемной силе определяется по формуле:

где – коэффициент профильного сопротивления, состоящий из сопротивления трения и сопротивления давления, обусловленного перераспределением давления из – за влияния вязкости; – коэффициент волнового сопротивления, обусловленный потерями полного давления в скачках уплотнения и перераспределением давления на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Коэффициент профильного сопротивления:

где – коэффициент, учитывающий долю несущей поверхности, занятую мотогондолами. Так как мотогондолы отсутствуют, то = 2.

– коэффициент, учитывающий влияние на профильное сопротивление толщины профиля,

– коэффициент, учитывающий влияние числа Маха.

М=0,6
Крыло	0,0022	1,13	0,98	0,0045
ГО	0,0023			0,0047
ВО	0,0019			0,0047

 

М=1,6
Крыло	0,0017	1,13	0,85	0,0036
ГО	0,0019			0,0035
ВО	0,0019			0,0035