III. ПОЛЯРЫ САМОЛЕТОВ НЕКОТОРЫХ ТИПОВ

Ниже приведен расчет и графики типовых поляр дозвуковых и сверхзвуковых самолетов (рис. П1-1...П1-6). Эти данные могут быть использованы при выполнении дипломных проектов. Поляры дозвуковых самолетов даны при числе М полета <Мкрит- Уравнение поляры при М < Мкрит имеет вид (механизация крыла и шасси убраны)

(Су - Су,У

Сх mm

(ИМ)

Здесь 6 - коэффициент подъемной силы, соответствующий Сх min. Если Суа= = О, 10 mm =Cxt, где са соответствует Су= 0. В первом приближении

Сх min = (0,9 + 0,15M) [ЗС/ (1 + 3,3сср) cos / +

+ 0,009Son/S + (0,008Хф -f 0,5А) S ф/S + с. дг.д/ + 0,0002]. (III-2)

Здесь Cf

0,455

(IgRe)

Yg - коэффициент трения крыла в случае обычного турбу-I 328

лентного обтекания (по Шлихтингу); Cf = -~=--коэффициент трения крыла

К Re

в случае ламинарного обтекания (по Блазиусу, если имеется, например, отсоо пограничного слоя); число Рейнольдса

1,46-f 0,26.10-*Я + 1,94.10-8Я2

(ПЬЗ)

где VKpeftc в м/с; Я - высота полета, м; 5г.д - площадь миделя гондол всех двигателей.

ff i- J П ie 20 ос°

Рис. III-1. Поляры легкого самолета о двумя ТВД:

S = 40 м; X = 9; X = 0°; -= 0,17; с = 0,12; = 2 м; механизация крыла: предкрылки и однощелевые закрылки Фаулера; / с(а) без механизации; 2 ч-Суа) прн взлете (бд = 20°, без предкрылков); 3 - с(а) при посадке (вд = 40°, о предкрылками); 4 у (с.) без механизации (шасси убрано); 5 - (с .) при взлете (шасси выпущено);

5 - с.

(с) при посадке (шасси выпущено); 7 -с..- 3 - сцос

IS 20 ос

Рис. III -2. Поляры легкого дозвукового самолета с двумя ТРДД: > = 32 м; Я. = 9; X = 20°; cq = 0,14; = 0,10; dj, = 2 м; механизация крыла: пред крылки и двухщелевые закрылки Фаулера. Пояснения к кривым- см. рис. 1п-1

Рис. III-3. Поляры среднего магистрального пассажирского самолета

с двумя ТРДД:

S = 100 м ,- Я. = 8; X = 25°; Сд = 0,14; с = 0,10; ф = 3,4 м; механизация крыла как на рис. III-2. Пояснения к кривым - см. рис. 111-1

Рис. Ill-4. Поляры дозвукового аэробуса с четырьмя ТРДД:

S = 350 м; % = 7,5; X = 30°; с = 0,14; c = 0,10; , = 6 м; механизация крыла! предкрылки и трехщелевые закрылки Фаулера. Пояснения к кривым - см. рис. 111-1

Ч 0.8 0,6

0, cf

Рис. Ill-5. Поляры сверхзвукового маневренного самолета (с учетом потерь

на балансировку):

Исходный самолет: Ро = 0,7; =500 даН/м х=40°: Я.=3; = 4 %; mJ = =0,04

b,Ok 0,02

г,о м

Рис. III-6. Зависимость с о* по числу М полета для сверхзвукового маневренного самолета

В формуле (III-2) Сер - средняя (эквивалентная) относительная толщина крыла (по полету).

с dz

Со + Ск

(II1-4)

Коэффициент аэродинамического сопротивления гондол двигателей, входящий в (III-2), зависит от степени двухконтурности турбореактивных двигателей (точнее - от формы гондол двигателей):

т............ О 2 4 6

Сд;г.д .......... 0,1 0,1 0,085 0,065

Эффективное удлинение крыла в формуле (III-1) можно найти по следующей формуле:

1 + 1-53ХРад (М - 0,4) -f (0,018 + 0,152/рая) X

(III-5)

где X - геометрическое удлинение (Я > 5); /рад - угол стреловидности крыла по 1/4 хорд, радиан; М - число М полета.

При построении линейной зоны графика Су (а) (для А, > 3; без учета влияния экрана) можно воспользоваться производной

:0,106 -

COSX

2 \-1

(III-6)

где X - стреловидность по 1/4 хорд, градус.

Типовые поляры сверхзвукового маневренного самолета (см. гл. 10) даны на рис. III-5. Для пересчета поляры на различные значения тяговооруженности (определяющей мидель фюзеляжа) и нагрузки на 1 м крыла при взлете (определяющей площадь крыла) можно воспользоваться следующей формулой;

д. .HCxf РРРО О 5V

(II1-7)

с -см. рис. III-5; с -см. рис. III-6.

IV. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Предлагаемые ниже характеристики двигателей (табл. IV-1, IV-2 и рис. IV-1...IV-5) предназначены для расчетов в процессе предварительного проектирования самолетов. В табл. IV-1 приводятся основные характеристики ТРДФ, ТРДД и ТРДДФ с различной величиной тяги. Для взлетного режима даются значения максимальной тяги, соответствующего ей удельного расхода топлива, степени двухконтурности, степени сжатия в компрессоре, температуры газа перед турбиной и секундного расхода воздуха. Кроме того, дается значение удельного расхода топлива в крейсерском полете, длина двигателя, максимальный диаметр, масса и удельный вес. Указывается самолет, на котором установлен данный двигатель.

fr Высотно-скоростные характеристики. Рекомендуемые зависимости (см. рис. IV-1...IV-5), не являясь характеристиками каких-либо конкретных двигателей, с достаточной степенью точности отражают влияние высоты и скорости, полета на тягу и удельный расход топлива современных авиационных двигателей (на графиках приведены относительные значени-я величины Р и Ср).

Р/Ро

о 0,2 0,1. 0,6 0,8 1,0

Р/Ро

0,9 0,8 0,7

о 0,1 0,2 О,} 0,i Н

Рис. IV-1. Высотно-скоростные характеристики ТРДД (т = 0,5 ... 1,5), рассчитанного на дозвуковые скорости полета

Рис. IV-2. Падение тяги ТРДД и увеличение удельного расхода топлива

по скорости при Н - о

Р/Ро

О 0,2 0,i 0,6 0,8/1

0,2 О/ 0,6 0,8 М

Рис. IV-3. Высотно-скоростные характеристики ТРДД (т = 4...6), рассчитанного на дозвуковые скорости полета

пз и

a <u

V о g

>§