( 2.15 )
, - расстояние от носа фюзеляжа до его сечения, проходящего через середину бортовой хорды несущей поверхности.
- Влияние расстояния от носа фюзеляжа до середины бортовой хорды несущей поверхности учитывается коэффициентом: , (2.16)
- где - для самолетов первого типа схематизации (рис. 1.1). Для самолетов второго типа схематизации (рис. 1.2)
- ( 2.17 )
где, , - длина носовой части фюзеляжа до среза боковых воздухозаборников, - размер фюзеляжа по оси z с воздухозаборниками.
Коэффициенты определяются для несуживающегося (нерасширяющегося) фюзеляжа в месте стыка с консолями несущей поверхности (крыла, ГО). В первом приближении произведение коэффициентов можно считать равным единице т.к. оно изменяет коэффициенты интерференции не более чем на 5 – 10 %.
Рис 2.12
Рис. 2.13а. Значения рассчитанные для плоской модели с хвостовой частью
Рис. 2.13б. Значения рассчитанные для плоской модели без хвостовой части
2.4. Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.
Взаимное влияние двух несущих поверхностей, одна из которых расположена в следе за первой, крыло – ГО (нормальная аэродинамическая компоновка), ГО – крыло (схема «утка») или ПГО – крыло (ГО близкорасположенное перед крылом), определяется углом скоса потока , обусловленным свободными вихрями, формирующимися на концах впереди стоящей несущей поверхности, и торможением потока в следе за ней.
2.4.1. Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для нормальной аэродинамической компоновки.
Угол скоса потока e за НПI изменяет угол атаки НПII, расположенной в следе, до величины истинного угла атаки , где =- e. В диапазоне малых углов атаки угол скоса потока можно представить в виде , где - производная осредненного по размаху НПII угла скоса потока по углу атаки. Коэффициент эффективности НПII определяется по формуле: .
Для прямолинейных, без излома передней и задней кромок НПI, производнуюможно рассчитать по формуле:
( 2.18 )
где:- производная по углу атаки среднего угла скоса потока около второй несущей поверхности (НПII);
- консоли первой несущей поверхности (КНП I);
- размах первой несущей поверхности (НП I);
- размах НП II;
- диаметр фюзеляжа в нормальных к оси фюзеляжа сечениях, соответствующих НП I и НП II;
- удлинение консоли НП I;
- расстояние между свободными вихрями вихревой системы, заменяющей НП I, ;
- коэффициент интерференции НП I с фюзеляжем; - коэффициент, учитывающий расстояние между НП I и НП II, определяемый по формулам:
при М < 1 , ;
при М > 1 , ;
где х- расстояние между задней кромкой САХ НП I и передней кромкой САХ НП II (рис 2.14). Если подкоренное выражение в формуле для при М > 1 оказывается отрицательным, то скос потока в области НП II отсутствует, т.к. НП II оказывается вне зоны влияния НП I.
, где - при сверхзвуковых скоростях часть площади НП II, на которую оказывает влияние впереди стоящая НП I (на рис. 2.14 заштрихованная область НП II). Для дозвуковых скоростей = 1.
Коэффициент i , учитывающий осреднение угла скоса потока по размаху НП II определяется по графикам рис. 2.15 –2.17, где - расстояние по оси у между НП I и НП II, ;
Рис. 2.14
Рис 2.15
Рис 2.16
Рис 2.17
2.4.2. Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для аэродинамической компоновки типа «Утка».
При движении аэродинамической компоновки типа «Утка» , когда размах НПI меньше размаха НПII , во внутренней области НПII (область I) , расположенной между свободными вихрями, угол атаки aI = a - eI ,так как скорость, индуцированная вихрями НПI, направлена вниз, а во внешней области НПII (область II), угол атаки aII = a + eII так как скорость, направлена вверх (рис. 2.18а,б). Определение коэффициента эффективности НПII производится следующим образом:
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.