Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 21

при , , t = 0.24

при , ,

- эффективный угол отклонения закрылка, рис. 9.4

- угол стреловидности оси вращения закрылка.

9.1.2. Изменение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки.

                                                             (9.2)

где  для исходного профиля крыла

- определяется по формуле 9.1

9.1.2. Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения закрылка.

Для простого закрылка

                                                             (9.3)

где                                                                      (9.4)

Для однощелевого закрылка

                                                             (9.5)

9.2   Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения механизации передней кромки крыла.

                                                  (9.6)

где    приращение коэффициента для профиля крыла при отклонении механизации его передней кромки.

При                                                                                   (9.7)

 – площадь консоли крыла, занятая предкрылком,

  – угол отклонения предкрылка,

 – относительная хорда предкрылка,

b – местная хорда крыла,

 – стреловидность передней кромки крыла.

9.3 Приращение коэффициента лобового сопротивления от отклонения механизации крыла.

Отклонение механизаии задней и передней кромки крыла приводит к появлению дополнительного сопротивления крыла и , следовательно , к росту коэффициента лобового сопротивления самолета.

9.3.1. Влияние отклонения закрылка на сопротивление самолета

Дополнительное сопротивление при отклонении закрылка связано с увеличением как профильного, так и индуктивного сопротивления.

                                                                   (9.8)

где  - приращение профильного сопротивления (рис. 9.5а,б)

 - приращение индуктивного сопротивления самолета

- коэффициент, учитывающий влияние относительного положения закрылка на крыле (рис. 9.6).

9.3.2.  Влияние отклонения механизации передней кромки на коэффицитент лобового сопротивления самолета

При отклонении механизации передней кромки вогнутость профиля меняется незначительно, поэтому распределение нагрузки по размаху крыла практически не изменяется. Следовательно, влиянием отклонения механизации передней кромки на индуктивное сопротивление можно пренебречь.

Рис 9.1

Рис. 9.2

Рис. 9.3 а Схема для определения параметров и

Рис. 9.3 б Вспомогательная функция для определения коэффициента размаха

1- простой щиток ; 2- простой закрылок

3- однощелевой закрылок ; 4- двухщелевой закрылок ;

5- безотрывное обтекание крыла и отклоненнонг закрылка.

Рис. 9.4

Рис 9.5 а

Рис 9.5 б

Рис. 9.6


 Раздел IV. Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета в продольной плоскости на больших углах атаки.

Современные маневренные самолеты способны летать в широком диапазоне углов атаки и чисел Маха. крейсерские режимы полета выполняются, как правило, на малых углах атаки (близких к углу максимального аэродинамического качества самолета) и высоких скоростях. Для описания этих режимов достаточно рассчитать аэродинамические коэффициенты самолета на малых углах атаки (линейные характеристики) во всем расчетном диапазоне чисел Маха. Режимы, связанные с ведением воздушного боя, перехватом цели, уходом от средств ПВО, спортивным и показательным пилотажем, выполняются на малых скоростях и больших углах атаки. Для описания этих режимов необходимо получить аэродинамические характеристики самолета во всем диапазоне летных углов атаки на малых (дозвуковых) скоростях. Наиболее важными параметрами являются критический угол атаки и коэффициент максимальной подъемной силы.

В данном разделе приведена методика расчета аэродинамических характеристик на больших углах атаки для самолета нормальной аэродинамической компоновки. методика расчета аэродинамических характеристик на больших углах атаки для самолета схемы «утка» изложена в работе [ 6 ]