Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 5

- значение коэффициента подъемной силы крыла при данном угле атаки, DМ_крl , DМ_крcопределяются по графикам, представленным на рис.1.6 ,а,б при   = 0; влияние угла атаки на эти поправки в данной методике не учитывается. Формулы (1.1) и (1.2) прежде всего применимы для расчетов крыльев простой формы в плане с прямолинейными кромкамибез изломов передней кромки и линии максимальных толщин. Они одинаково эффективны для указанных крыльев как большого, так и малого удлинения. При этом формула (1.2) обычно используется при углах  (угол определяется ниже). При расчете поправки  DМ_крcдля крыльев с изломом передней кромки и крыльев с криволинейнойпередней кромкой используется наименьшее значение угла стреловидности так как волновой кризис развивается именно на этой части крыла. Поправка DМ_крlдля таких крыльев и  крыльев большого удлинения с прямолинейной передней кромкой, а задней кромкой с изломом, определяется по удлинению всего крыла. Если расчет проводится для крыла удлинения l ³ 3 с изломом передней кромки при наплыве, составляющем менее 20% общей площади, то поправка DМ_крlопределяется по удлинению базового крыла без учета наплыва с сохранением угла стреловидности консоли.

Рис 1.6а

Рис 1.6 б

1.4.3.     Расчетный диапазон углов атаки

Характер изменения коэффициента подъемной силы самолета от изменения углов атаки определяет диапазон расчетных углов a. На рис 1.7, 1.8 приведены зависимости С_уа(a) для самолетов с крылом большого удлинения (рис. 1.7) и крылом малого удлинения (рис. 1.8)

Для компоновки с крылом большого удлинения до углов атаки  15° - 18° зависимость С_уа(a) – линейная , что соответствует безотрывному обтеканию крыла. При a > a_нc происходит срыв потока на подветренной части крыла и как следствие нарушение линейной зависимости коэффициента С_уа от угла атаки (a_нс < a £ a_кр). При a = a_кр достигается максимальное значение коэффициента подъемной силы С_уа= С_уаmax . При a > a_кр срыв потока захватывает всю подветренную сторону крыла, коэффициент С_уа снижается.

Для компоновки с крылом малого удлинения линейная зависимость С_уа наблюдается при углах атаки a £ a_но (a_но = 6°-8° - угол начала отрыва потока). Дальнейшее увеличение углов атаки приводит к образованию на подветренной стороне сложного отрывно-вихревого течения, в результате которого несущие способности крыла с увеличением угла атаки возрастают. Зависимость С_уа(a) становится нелинейной до угла атаки a = a_нc. Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к развитию разрушения вихревой структуры над крылом. Рост коэффициента С_уа снижается и при a = a_кр коэффициент С_уа= С_уаmax. При этом критический угол атаки a_кр для крыла малого удлинения выше чем a_кр для крыла большого удлинения. Расчетный диапазон углов атаки определяет преподаватель – консультант в зависимости от учебного плана студента соответствующей специальности.

Рис 1.7

 

Раздел I

Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.

В расчете принимаются углы атаки a = 0; 2; 4; 6° для компоновки с крылом малого удлинения и a = 0; 3; 6; 9° для компоновки с крылом большого удлинения. Указанный расчетный диапазон углов атаки соответствует линейной зависимости коэффициентов подъемной силы , момента тангажа , от угла атаки. Поэтому рассчитываются производные этих коэффициентов от угла атаки  – ,  самолета.

2.   Определение коэффициента подъемной силы самолета

производная коэффициента подъемной силы самолета определяется по соотношению:

      (2.1)

Здесь  производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки, соответственно, изолированного фюзеляжа, изолированных консольных частей крыла, горизонтального оперения, изолированных мотогондол и других элементов конструкции самолета, при обтекании которых может возникать подъемная сила;

 - коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем;