Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 7

Коэффициент  крыла простой формы в плане определяется во всем расчетном диапазоне чисел Маха по графикам рис 2.6 – 2.9 в зависимости от параметров подобия , ,  или,  где l удлинение консольной части крыла, - угол стреловидности средней линии крыла, - средняя относительная толщина профиля крыла по размаху  его консольной части.

Коэффициент  определяется аналогично крылу по графикам рис 2.6 – 2.9,

где l -удлинение консольной части ГО, - угол стреловидности по средней линии ГО, - средняя относительная толщина профиля ГО по размаху консольной части.

Расчет коэффициента  крыла сложной формы в плане дозвуковых и сверхзвуковых числах Махапроводится по приближенной формуле:

                                     (2.10)

где - производная для 1-го крыла  (ABCDEF, рис. 2.10), - производная для 2-го крыла  (рис.2.10). В этом случае крыло сложной формы в плане представляется в виде двух простых крыльев. Коэффициенты  для1-го крыла и  для 2-го крыла, составленного из двух консольных частей сложного крыла, определяется по графикам рис 2.6 – 2.9 в функции параметров ,,,для 1-го крыла  и ,, для 2-го крыла

Рис 2.6

Рис 2.7

Рис 2.8

Рис 2.9

При околозвуковых скоростях  (М_кр £ М_¥£ 1.2) значение производной  крыла сложной формы в плане определяется только при М_¥ = 1 по приближенной формуле:

                       (2.11)

где - стреловидность передней и задней кромки базового крыла, l - удлинение консольной части крыла сложной формы в плане.

Рис 2.10

2.3.  Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.

Взаимное влияние несущей поверхности с фюзеляжем определяется коэффициентом интерференции

                                       (2.12)

где - дополнительная подъемная сила несущей поверхности от присутствия фюзеляжа, - дополнительная подъемная сила фюзеляжа от присутствия несущей поверхности, - подъемная сила консоли несущей поверхности. При этом фюзеляж принимается телом вращения, а форма несущей поверхности на виде сверху не учитывается.

Для аэродинамической компоновки «среднеплан» при дозвуковых и трансзвуковых скоростях коэффициенты как функция (- диаметр фюзеляжа, l – размах несущей поверхности) определяется по графикам ( рис. 2.11 )

Рис 2.11

При сверхзвуковых скоростях области взаимного влияния несущей поверхности и фюзеляжа ограничиваются конусами возмущения, выходящими из передней и задней кромок бортовой хорды. На рис. 2.12  приведены схемы областей взаимного влияния для дозвуковой и сверхзвуковой передней кромки несущей поверхности. При дозвуковых передних кромках несущей поверхности коэффициент можно принять равным его значению при дозвуковых скоростях. При сверхзвуковых передних кромках несущей поверхности коэффициент изменяется с учетом размеров области влияния  фюзеляжа на несущую поверхность. , где - значение коэффициента при сверхзвуковых скоростях, - значение коэффициента при дозвуковых скоростях, , - площадь консольной части несущей поверхности, b_б – бортовая хорда.

Учет изменения коэффициента при переходе к сверхзвуковым скоростям выполняется согласно соотношению

  ,                                                                               ( 2.13 )

где значения коэффициента  представлены на рис. 2.13а,б. Поправку по соотношению ( 2.13 ) можно принять как для дозвуковой, так и для сверхзвуковой передней кромки несущей поверхности.

Для определения полной интерференции несущей поверхности и фюзеляжа необходимо оценить:

-  влияние формы несущей поверхности в плане по соотношению:, где - сужение консоли несущей поверхности, .Здесь - диаметр фюзеляжа в месте установки несущей поверхности,  - размах несущей поверхности. В этом случае принимается, что основное влияние на изменение коэффициента оказывает сужение несущей поверхности.

-  Влияние пограничного слоя определяется из выражения:                                                         ( 2.14 )