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.