Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 22

10.  Определение коэффициента максимальной подъемной силы и критического угла атаки самолета для дозвуковых скоростей.

Максимальное значение коэффициента подъемной силы  достигается при угле атаки, который называется критическим углом атаки -. Величина определяется по соотношению:

   ,                                                                (10.1)

где - коэффициенты максимальной подъемной силы самолета, крыла, горизонтального оперения.

                                                                                 (10.2)

- производная коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированной (консольной) части ГО, размерность .

Для расчета коэффициента  необходимо определить эффективное удлинение крыла . Сравнение удлинения консольной части крыла с делит крылья на крылья большого  и малого  удлинения.

       ,                                                                                          (10.3)

где коэффициент  учитывает влияние сужения крыла , определяемый по графику на рис. 10.1

Методика расчета коэффициента максимальной подъемной силы крыла эмпирическая, основанная на использовании соотношений, полученных на основании экспериментальных исследований крыльев большого и малого удлинения с отрицательным углом крутки. Однако она позволяет приблизительно рассчитать  для произвольного крыла.

10.1.  Крыло большого удлинения ,

10.1.1.                                                               (10.4)

где - значение коэффициента максимальной подъемной силы профиля крыла, К коэффициент учитывающий влияние формы профиля крыла, его носовой части, формы крыла в плане на  при , - учитывает влияние числа Маха на коэффициент при .  

   ,                                                                                                  (10.5)

где зависит от параметра .  определяется по графику рис. 10.2.,  - по графику рис. 10.3, А и В определяются по зависимостям рис. 10.4.

      ,                                                                        (10.6)

коэффициенты С и D определяются пр графикам рис 10.5 а,б.

   ,                                      (10.7)

где,  коэффициент максимальной подъемной силы симметричного профиля, определяется по графикам рис. 10.6, - коэффициент, учитывающий влияние кривизны профиля на его максимальную подъемную силу, рис 10.7.

Рис 10.1

Рис 10.2

Рис 10.3

Рис 10.4

Рис 10.5а

Рис 10.5б

Рис 10.6

Рис 10.7

10.1.2.  Критический угол атаки компоновки самолета с крылом большого удлинения

Критический угол атаки  определяется по соотношению:

    ,                                                                     (10.8)

     где - угол нулевой подъемной силы самолета (раздел III, 8.1)

- производная коэффициента подъемной силы самолета по углу атаки (формула 2.1)

- учитывает влияние формы крыла и профиля при . Определяется по графикам рис 10.8.

10.2.  Крыло малого удлинения  .

10.2.1.     ,                                                                (10.9)

где -  коэффициент максимальной подъемной силы при числе Маха , рис 10.9а,б, коэффициент  учитывает влияние на  увеличение числа Маха до , определяется по графикам рис. 10.10

10.2.2.  Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения

С достаточной точностью допускается, что  для компоновки принимается равным критическому углу атаки крыла .

 ,                                                                      (10.10)

где при  определяется по графику рис. 10.11,

- по графику10.12 – учитывает влияние увеличения числа Маха до

10.3.  Построение зависимости  для компоновки самолета в диапазоне углов атаки .

Характер изменения зависимости коэффициента подъемной силы самолета  от угла атаки a определяется, в основном зависимостью  для крыла.

Для компоновки с крылом большого удлинения линейный участок этой зависимости сохраняется  до  угла  атаки  -  начала   срыва   потока   с   крыла.  Нелинейный  участок в