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
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.