2.1. Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе. Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа самолета при нулевой подъемной силе / C ха 0ф отличается от соответствующего коэффициента изолированного фюзеляжа C ха 0ф коэффициентом донного давления в диапазоне чисел Маха 1 M 3,4 , что учитывается при расчете коэффициента донного сопротивления фюзеляжа C хaдонф . Расчет фюзеляжа коэффициента при нулевой лобового сопротивления подъемной соотношению: C ха 0ф C ха 0фтр C хафдавл силе изолированного выполняется по (4.4) где C ха 0фтр - коэффициент лобового сопротивления трения, C ха 0фдавл - коэффициент лобового сопротивления давления. Коэффициент лобового сопротивления трения определяется по Fф формуле: C ха 0фтр 2С f (4.5) 2Sф где С f f Reф - коэффициент сопротивления трения плоской пластины в несжимаемом потоке для полностью турбулентного Рис 4.1 Зависимость удвоенного коэффициента трения плоской пластинки от числа Rе и x t в несжимаемом потоке, x t - относительная координата точки перехода л.п.с в т.п.с. 1.2 1 xт 1 0.8 0.6 0.8 0.6 0.5 0.2 0.4 xт 0 0.2 0 0 1 2 3 4 5 М 6 Рис 4.2 Зависимость коэффициента трения плоской пластинки от числа М пограничного слоя (рис 4.1), Reф V Lф - число Рейнольдса, рассчитанное по длине фюзеляжа Lф , - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости (рис 4.2), - коэффициент формы, учитывающий отличие фюзеляжа от плоской пластины (рис 4.3), Fф - площадь омываемой поверхности фюзеляжа (боковой, без площади поверхности донного среза), - кинематический коэффициент вязкости, определяемый по таблице стандартной атмосферы в зависимости от высоты полета. Рис 4.3 Коэффициент сопротивления давления определяется по формуле: C хафдавл C ханос C хакорм C хадон где C ханос , C хакорм , C хадон - соответственно коэффициенты сопротивления давления носовой и кормовой частей, донного сопротивления, отнесенные к площади миделевого сечения S ф . Коэффициент сопротивления давления заостренной носовой части определяется по графикам рис. 4.4 а,б для конической и оживальной (в частности параболической) носовых частей. Если носовая часть затуплена, то необходимо учесть сопротивление от затупления. На рис 4.5 а,б приведены примеры конической (а) и оживальной (б) носовых частей, где r – радиус сферического затупления носовой части. Коэффициент сопротивления конической носовой части с затуплением (рис. 4.5а) рассчитывается по соотношению: C ханос C ханос исх 1 r 2 cos 2 C хзат r 2 (4.7) где C ханос исх - коэффициент сопротивления исходной, без затупления , конической носовой части (рис. 4.4а). Коэффициент сопротивления оживальной (параболической) носовой части с затуплением (рис 4.5б) определяется по соотношению: C ханос C ханос исх 1 r 2 cos 2 3.1 1.4r cos 0.7r 2 cos 2 , (4.8) C хзат r 2 где C ханос исх - коэффициент сопротивления исходной, без затупления, оживальной носовой части (рис. 4.4б), r 2r d ф , C хзат - дополнительный коэффициент сопротивления сферического затупления, определяемый по графику рис. 4.6 Рис. 4.4а. График для расчета C ханос конической носовой части Рис. 4.4б. График для расчета C ханос носовой части с параболической образующей конус А / L нос r dф r парабола В Lнос 4.5а / L нос Lнос Рис Рис 4.5б 1.2 C хзат 1 0.8 0.6 0.4 0.2 0 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3.5 M 4 3 Рис 4.6 Фюзеляж с воздухозаборником двигателя, рассчитанным на дозвуковые и малые сверхзвуковые скорости, представляет собой простой диффузор без центрального конуса. На больших сверхзвуковых скоростях применяют воздухозаборник с центральным телом. Такой воздухозаборник характеризуют следующие геометрические параметры: угол полураствора центрального конуса к и вынос конуса l к относительно обечайки диффузора, изменяющийся в зависимости от числа Маха набегающего потока (рис.4.7). В общем фюзеляжа, случае, коэффициент выполненной в виде сопротивления тела вращения носовой с части центральным воздухозаборником, представляется в виде: C ханос C ханос где S вх площадь ~1 C x вз CF SSвх входного вз сечения (4.9) ф воздухозаборника, Sф - площадь миделевого сечения C ханос ~ 1 - фюзеляжа, коэффициент лобового сопротивления носовой части с протоком при ~ = 1 (рис 4.8 а,б) , ~ коэффициент расхода C x вз - воздуха, коэффициент добавочного сопротивления воздухозаборника, возникающий при ~ < 1, (рис. 4.10), C Fвз коэффициент подсасывающей силы воздухозаборника, которая теоретически полностью реализуется при определенном закруглении кромок воздухозаборника и криволинейных обводов носовой части фюзеляжа. Сверхзвуковые самолеты имеют острые кромки воздухозаборника. В этом случае подсасывающая сила на его кромках практически не реализуется. Современные воздухозаборники проектируются таким образом, что при всех расчетных режимах работы двигателя ~ = 1 (рис. 4.7). Тогда соотношение (4.9) принимает вид: C xa нос C xa нос ~ 1 (4.10) Зависимость коэффициента для сверхзвуковых скоростей C xa нос ~ 1 f M 2 1 ,форма обводовносовой части , нос представлены на графиках рис 4.8 а,б. При дозвуковых скоростях C xa нос для воздухозаборника с протоком при ~ = 1, C xa нос 0 . Поэтому при расчете коэффициента лобового сопротивления самолета - C xa 0 коэффициент C xa нос можно не учитывать, увеличивая C xa 0 в запас в счет точности расчета. При ~ < 1, коэффициент C xa нос рассчитывается по соотношению 4.9, коэффициенты C Fвз и C x вз определяются по графикам рис 4.9, 4.10. Коэффициент сопротивления кормовой части фюзеляжа C xa корм f ( M ,корм , форма обводов кормовой части), определяется по графику рис. 4.11а,б. dцт к lк Рис 4.7 Схема воздухозаборника с центральным телом Рис4.8a. График для расчета C ханос Рис. 4.8б. График для расчета C ханос ~ носовой части с протоком при = 1 носовой части с протоком при ~ = 1 (прямолинейные обводы) (параболические обводы) Рис. 4.9. Зависимость коэффициента подсасывающей силы воздухозаборника от коэффициента расхода воздуха Рис. 4.10. Зависимость коэффициента добавочного сопротивления простого диффузора от коэффициента расхода воздуха График для расчета C хакорм Рис 4 11 а— прямолинейные обводы кормовой части Рис 4.11б — параболические обводы кормовой части Рис. 4.12 Зависимость коэффициента донного давления тела вращения от числа Маха при корм=1 Рис 4.13 Влияние сужения кормовой части на коэффициент донного давления Коэффициент сопротивления донного среза при неработающем двигателе определяется для всех значений числа М по формуле : C x дон C р дон К где S дон S дон Sф , (4.11) 2 d дон – площадь донного среза, d дон - диаметр донного среза, 4 C р дон – коэффициент донного давления. K f M , корм ,корм - коэффициент, учитывающий влияние удлинения и сужения кормовой части (рис. 4.13) При М < 0.8 C р дон 0.055 фC f , C f - коэффициент трения плоской пластины, определяемый по числу Re V Lф . При М>0.8 C р дон определяется по графикам рис. 4.12. Если 20 , то корм = 0, C xa корм 0 , C x дон определяется при d дон d ф .Для крутых обводов кормовой части (в случае, когда угол наклона образующей кормовой части по длине 20 ,рис 4.14) ) расчет коэффициента C x дон проводится по , S дон (рис 4.14): фиктивным параметрам корм , корм S дон 2 d дон 4 , корм l корм dф , корм d дон dф , В случае работающего двигателя, диаметр сопла которого d сопл d дон , расчет производится аналогично выше сказанному, только площадь S дон – рассчитывается как площадь кольца донного среза, образованного обводом кормовой части по окружности донного среза и диаметром сопла двигателя (рис 4.15). Если диаметр d сопл неизвестен, то условно его можно принять d сопл 0.9d дон . Если сопло двигателя выходит за кормовую часть фюзеляжа, то при работающем двигателе C x дон 0 т.к. S дон 0 . При неработающем двигателе коэффициент C x дон рассчитывается по площади среза сопла S дон S сопл d сопл 2 4 . d ла соп d dф / дон l /корм l корм d дон Рис 4.14 Схема замены действительной Рис 4.15 Схема для кормовой части фиктивной (заштри-хованная определения Sдон (Sдон область отбрасывается) заштриховано) Расчет коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе Cxa/ 0мг k k–й мотогондолы аналогичен расчету коэффициента сопротивления фюзеляжа.