Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 20

При расчете коэффициента лобового сопротивления при нулевой подъемной силе для схемы «низкоплан» = 0.75, «высокоплан» = 0.0 … 0.1.

8.3.  Определение коэффициента индуктивного сопротивления несимметричного самолета.

В случае несимметричного самолета , следовательно , коэффициент . Тогда

                                                                                       (8.10)

где , - определяется по формуле 2.1, А- коэффициент отвала поляры (глава 4.4), - угол нулевой подъемной силы (8.1).

8.4.   Расчет приращения коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении рулевых поверхностей.

Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении полностью поворотного горизонтального оперения и рулей высоты для нормальной аэродинамической компоновки и компоновки «утка» производится по формулам (6.4) ¸ (6.11)

Для самолета типа «летающее крыло» приращение коэффициента подъемной силы при отклонении элевонов на угол  определяется по формуле:

   ,                                                                       (8.11)

где ,, - площадь элевонов.

Приращение коэффициента лобового сопротивления самолета вследствие отклонения органов управления определяется коэффициентом .:

- для самолетов нормальной схемы или схемы «утка» (глава 6.1) ,

       ,                                                                                       (8.12)

- для схемы летающее крыло,

    .                                                                                     (8.13)

8.5.   Максимальное аэродинамическое качество несимметричного самолета.

Расчет максимального аэродинамического качества проводится по формуле:

       ,                                                                 (8.14)

9.  Влияние отклонения взлетно-посадочной механизации на его аэродинамические характеристики.

На взлете и посадке самолета при малых скоростях для увеличения подъемной силы используется механизация задней и передней кромок рыла, соответственно, закрылки, предкрылки, щиток Крюгера.

Экспериментальные исследования показали, что при отклонении закрылков и предкрылков поле углов скоса потока за крылом изменяется таким образом, что его производная по углу атаки  практически не изменяется (рис. 9.1.) для самолетов с крылом среднего и большого удлинения. Это условие для оценочного расчета можно принять для самолетов с крылом малого удлинения. Такое допущение позволяет изменение аэродинамических коэффициентов крыла при отклонении закрылков и предкрылков с достаточной точностью, с учетом интерференции крыла и фюзеляжа, принять как изменение аэродинамических коэффициентов самолета.

Изменение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении закрылков и предкрылков определяется соотношениями:

-  - приращение коэффициента  при ;

-  - производная коэффициента  по углу атаки изолированной консоли крыла при отклоненных закрылках;

- ,  - приращение коэффициента максимальной подъемной силы при отклоненных закрылках и предкрылках, соответственно.

На рис. 9.2. приведены зависимости  для самолета с исходным крылом , с крылом и отклоненными закрылками , с отклоненными только предкрылками , с отклоненными закрылками и предкрылками . На рис. 9.2 показаны также ,  и измененный наклон  по углу , .

9.1. Изменение зависимости  от отклонения закрылков на угол .

9.1.1. Приращение коэффициента  при

                (9.1)

где - коэффициент изолированной консоли крыла,

 - коэффициент интерференции крыла с отклоненным закрылком и фюзеляжа (рис. 2.11),

 - коэффициент, учитывающий снижение влияния крыла на фюзеляж при отклонении закрылков. Можно принять ,

- площадь крыла, на которой проявляется влияние отклоненного закрылка (рис 9.3),

- коэффициент, учитывающий размах и положение закрылка на крыле, определяется по рис. 9.3.

- коэффициент, учитывающий соотношение хорды крыла и закрылка,а также удлинение крыла,

;

при