Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 23

Рис 10.8

Рис 10.9а

Рис 10.9б

Рис 10.10

Рис 10.11

Рис 10.12

 диапазоне углов  строится приближенно. Для этого прямая, определяющая линейную зависимость , проводится до пересечения с линией, которая соответствует значению  при (рис 10.13 ). Справа от точки пересечения А откладывается отрезок, равный  и определяется угол , согласно соотношению (10.10) Отложив от точки А влево отрезок, равный  , опустив перпендикуляр на ось углов атаки , приближенно получим угол , а точка пресечения этого перпендикуляра с зависимостью  определяет значение коэффициента подъемной силы . В промежутке между углами  и  зависимость  можно построить, определив значение коэффициента  в точке D (рис 10.13 ). Угол атаки, соответствующий точке D определяется по соотношению:

                                                                                      (10.11)

где - значение коэффициента в точке С, которая выбирается произвольно.

                                                                   (10.12)

 берется по графику рис 10.12.

Точка D определяется смещением точки С вправо на величину . На участке от  до проводится плавная кривая через точку D.

Для компоновки самолета с крылом малого удлинения линейный участок зависимости  сохраняется до угла атаки , при котором возникает отрыв с поверхности крыла. Этот угол приближенно может быть определен по графику рис 10.14а. При болеее точном определении этот угол будет зависеть от формы крыла на виде сверху, формы передней кромки профиля, числа Рейнольдса. Угол атаки , при котором происходит разрушение вихревой системы над задней кромкой крыла, в первом приближении определяется по графикам рис. 10.14б, влияние формы крыла на виде сверху и формы передней кромки не учитывается. коэффициент максимальной подъемной силы  и критический угол атаки  крыла принимается согласно расчету  по соотношениям (10.9) и (10.10), соответственно. Зависимость  на углах атаки  - линейная, на участках , строится приближенно гладкой кривой.   

                                       Рис 10.13a                                                                 Рис 10.13б    

Рис 10.14а

Рис 10.14б

Литература

1.  А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин,  «Динамика полета» М., Машиностроение, 1973 г.

2.  П./р Г.А.Колесникова, «Аэродинамика летательных аппаратов», М., Машиностроение, 1993г.

3.  В.Г.Микеладзе, В.М.Титов, «Основные геометрические и аэродинамические характеристики самилетов и ракет», М., Машиностроение, 1990г.

4.  Л.И.Васильев и др., «Расчет аэродинамических характеристик самолета», М.,МАИ, 1984г.

5.  В.Г.Дмитриев, А.И.Матвеев, «Методические указания по расчету подъемной силы и лобового сопротивления самолета», М.,МАИ, 1988г.

6.  Л.Г.Артамонова, А.В.Кузнецов, А.Н.Радциг, «Расчет аэродинамических характеристик компоновок «утка» в установившемся продольном движении», М., МАИ, 1996г.

Таблица параметров стандартной атмосферы