Несимметрия самолета приводит к:
- появлению угла атаки a ¹ 0, при котором коэффициент подъемной силы самолета равен нулю. Этот угол атаки обозначается ;
- необходимости учитывать изменение коэффициента интерференции между фюзеляжем и несущей поверхностью;
- определению коэффициента подъемной силы самолета - , соответствующего коэффициенту минимального лобового сопротивления , необходимого для расчета коэффициента индуктивного сопротивления;
- изменению коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении органов управления;
- необходимости учитывать несимметрию самолета при расчете его максимального аэродинамического качества.
8.1. Расчет угла атаки нулевой подъемной силы -
угол атаки нулевой подъемной силы самолета определяется соотношением:
(8.1)
где,, определяются по формуле (2.1) и рис. 2.6 … 2.9.
(8.2)
(8.3)
(8.4)
,- угол нулевой подъемной силы изолированных несущих поверхностей – первой и второй, расположенной в следе первой, соответственно;
,- угол нулевой подъемной силы с учетом интерференции с фюзеляжем, соответственно, первой и второй несущих поверхностей;
- коэффициенты интерференции несущих поверхностей с фюзеляжем (рис. 2.11);
,- коэффициенты торможения потока перед первой и второй несущей поверхностью (определяются в главе 2.4.3).
8.1.1. Определение угла атаки нулевой подъемной силы изолированной несущей поверхности.
Угол атаки зависит от угла крутки и кривизны несущей поверхности (крыла и ГО). В случае постоянных по размаху несущей поверхности крутки и кривизны угол атаки определяется по соотношению:
, (8.5)
где - влияние крутки несущей поверхности, - влияние кривизны
(8.6)
Производная определяется по графику рис. 8.1.
, (8.7)
Производная определяется по графику рис. 8.2.
- коэффициент подъемной силы, соответствующий минимальному коэффициенту лобового сопротивления рассчитывается по соотношению
(8.8)
Рис. 8.1
Рис. 8.2
- коэффициент лобового сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе - = 0
- определяется по графику рис. 8.3
Рис. 8.3
Если крутка и кривизна по размаху несущей поверхности изменяется , , то расчет проводится по формулам (8.5),(8.6),(8.7) для средних значений ,. Несущая поверхность при этом разбивается на элементы вдоль размаха. В пределах каждого элемента крутка и принимаются постоянными. Тогда , . В формуле (8.6) угол крутки несущей поверхности заменяется на , а в формуле (8.7) значение коэффициента берется в соответствии со средним значением кривизны .
8.2. Определение коэффициента интерференции между несущей поверхностью и фюзеляжем.
По рис. 2.11 можно получить значения коэффициентов интерференции для симметричного самолета (самолета в схеме среднеплан).
В схемах «высокоплан» и «низкоплан» симметрия компоновки относительно плоскости XOZ нарушается, соответственно изменяются и коэффициенты интерференции.
При расчете коэффициентов (+)* компоновки крыла и ГО по схеме «высокоплан» необходимо ввести поправку по формуле
, (8.9)
где , - площадь несущей поверхности с подфюзеляжной частью. Для «низкоплана» (+)* можно принять равным единице т.к. увеличение несущих свойств от комбинации крыло (ГО) – фюзеляж практически отсутствует.
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.