Характер изменения коэффициента подъемной силы самолета от изменения углов атаки определяет диапазон расчетных углов a. На рис 1.7, 1.8 приведены зависимости Суа( 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 Суа( 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 Суа от угла атаки (a нс <a £a кр). При a = a кр достигается максимальное значение коэффициента подъемной силы Суа= Суаmax. При a > a кр срыв потока захватывает всю подветренную сторону крыла, коэффициент Суа снижается.
Для компоновки с крылом малого удлинения линейная зависимость
Суа 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
Суа( a
) становится нелинейной до угла атаки
a =
a нр. Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к развитию разрушения вихревой структуры над крылом. Рост коэффициента
Суа снижается и при
a = a кр коэффициент
Суа= Суаmax. 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 Рис 1.8
