Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

 

Величина минимального коэффициента лобового сопротивления крыла  зависит от значения числа Рейнольдса

 

,                              (20)

где  – расчетная скорость, м/с;

 – средняя хорда крыла, м;

 – кинематическая вязкость воздуха на расчетной высоте полета, .

В данной работе крыло было разбито на два участка. Для каждого участка определим число Рейнольдса по средней хорде данного участка. Затем по вычисленному числу Рейнольдса найдем удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки  для каждого участка. Величина  определяется по графику как функция числа Рейнольдса и относительной координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный:

 

                                        (21)

 

Здесь  и  – относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля;

 

,                    (22)

 

где h – величина, характеризующая шероховатость поверхности крыла, принимаем .

Рассмотрим первый участок крыла. Так как  и , то число Рейнольдса будет равно:

 

.

Отсюда по формуле (22) n равняется:

Тогда следует, что относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный равна:

.

Из формулы (21) определим еще две относительные координаты точки перехода ламинарного потока в турбулентный и выберем из этих трех минимальную.

Значит .

Найдем по графику удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки для первого участка крыла: .

Так как средние хорды участков увеличиваются, то буду считать, что относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный зависит только от числа Рейнольдса.

Рассмотрим второй участок крыла:  и , то число Рейнольдса будет равно:

.

Значит n равно:

.

Тогда следует, что относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный равна:

.

Найдем по графику удвоенный коэффициент сопротивления трения плоской пластинки для второго участка крыла: .

Для продолжения расчетов необходимо найти среднюю величину  по формуле:

 

,                              (23)

 

где  – удвоенный коэффициент суммарного сопротивления трения плоской пластинки для первого, второго и третьего участков крыла соответственно;

 – площади участков, ;

S – площадь крыла, .

.

Профильное сопротивление крыла определяется по формуле

,                            (24)

.

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

 

,                     (25)

где  – коэффициент интерференции выбирается в зависимости от расположения крыла;

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

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

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

Тогда:

.

⇐ Предыдущая123456789Следующая ⇒

Поделиться: