Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения

С достаточной точностью допускается, что для компо – новки принимается равным критическому углу атаки крыла .

, (10.10)

где при определяется по графику рис. 10.11,

– по графику10.12 – учитывает влияние увеличения числа Маха до

10.3. Построение зависимости для компоновки самолета в диапазоне углов атаки .

Характер изменения зависимости коэффициента подъемной силы самолета от угла атаки a определяется, в основном зависимостью для крыла.

Для компоновки с крылом большого удлинения линейный участок этой зависимости сохраняется до угла атаки – начала срыва потока с крыла. Нелинейный участок в диапазоне углов строится приближенно. Для этого прямая, определяющая линейную зависимость, проводится до пересечения с линией, которая соответствует значению при (рис 10.13а). Справа от точки пересечения А откладывается отрезок, равный и определяется угол , согласно соотношению (10.10) Отложив от точки А влево отрезок, равный , опустив перпендикуляр на ось углов атаки, приближенно получим угол , а точка пресечения этого перпендикуляра с зависимостью определяет значение коэффициента подъемной силы .

Рис 10.8

Рис 10.9а

Рис 10.9б

Рис 10.10

Рис 10.11

Рис 10.12

В промежутке между углами и зависимость можно построить, определив значение коэффициента в точке D (рис 10.13а). Угол атаки, соответствующий точке D определяется по соотношению:

(10.11)

где – значение коэффициента в точке С, которая выбирается произвольно.

(10.12)

берется по графику рис 10.12.

Точка D определяется смещением точки С вправо на величину . На участке от до проводится плавная кривая через точку D.

Для компоновки самолета с крылом малого удлинения линей-ный участок зависимости сохраняется до угла атаки , при котором возникает отрыв с поверхности крыла.(рис 10.13б) Этот угол приближенно может быть определен по графику рис 10.14а. При болеее точном определении этот угол будет зависеть от формы крыла на виде сверху, формы передней кромки профиля, числа Рейнольдса. Угол атаки , при котором происходит разрушение вихревой системы над задней кромкой крыла, в первом приближении определяется по графикам рис. 10.14б, влияние формы крыла на виде сверху и формы передней кромки не учитывается. коэффициент максимальной подъемной силы и критический угол атаки крыла принимается согласно расчету по соотношениям (10.9) и (10.10), соответственно. Зависимость на углах атаки – линейная, на участках , строится приближенно гладкой кривой.

Литература

 

1. А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин, «Динамика полета» М., Машиностроение, 1973 г.

2. П./р Г.А.Колесникова, «Аэродинамика летательных аппаратов», М., Машиностроение, 1993г.

3. В.Г.Микеладзе, В.М.Титов, «Основные геометрические и аэродинамические характеристики самилетов и ракет», М., Машиностроение, 1990г.

4. Л.И.Васильев и др., «Расчет аэродинамических характеристик самолета», М.,МАИ, 1984г.

5. В.Г.Дмитриев, А.И.Матвеев, «Методические указания по расчету подъемной силы и лобового сопротивления самолета», М.,МАИ, 1988г.

6. Л.Г.Артамонова, А.В.Кузнецов, А.Н.Радциг, «Расчет аэродинамических характеристик компоновок «Утка» в установившемся продольном движении», М., МАИ, 1996г.