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 10.13 ). 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

Рис 10.8

Рис 10.9а

Рис 10.9б

Рис 10.10

Рис 10.11

Рис 10.12

этого перпендикуляра с зависимостью определяет значение коэффициента подъемной силы . В промежутке между углами и зависимость можно построить, определив значение коэффициента в точке D (рис 10.13 ). 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 линейный участок зависимости сохраняется до угла атаки , при котором возникает отрыв с поверхности крыла. 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.

Рис 10.13a Рис 10.13б

Рис 10.14а

Рис 10.14б

 

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.


Приложение

 

Таблица параметров стандартной атмосферы

 

Геометри-ческая высота, м Темпера-тура T, К Давление, p, Па Плотность, кг/м3 Кинемати-ческая вязкость n, м2 Скорость звука а , м/с
288,150 1,01325+5 1,22500 1,4607-5 340,294
284,900 9,54613+4 1,16727 1,5195 338,370
281,651 8,98763 I.11166 1,5813 336,435
278,402 8,45597 1,05810 1,6463 334,489
275,154 7,95014 1,00655 1,7147 332,532
271,906 7,46917 9,56954-1 1,7868 330,563
266,659 7,01212 9,09254 1,8628 328,584
265,413 6,57804 8,63402 1,9429 326,592
262,166 6,16604 8,19347 2,0275 324,589
258,921 5,77526 7,77038 2,1167 322,573
255,676 5,40483 7,36429 2,2110 320,545
252,431 5,05393 6,97469 2,3107 318,505
249,187 4,72176 6,60111 2,4162 316,452
245,943 4,40755 6,24310 2,5278 314,385
242,700 4,11053 5,90018 2,6461 312,306
239,457 3,82997 5,57192 2,7714 310,212
236,215 3,56516 5,25786 2,9044 308,105
232,974 3,31542 4,95757 3,0457 305,984
229,733 3,08007 4,67063 3,1957 303,848
226,492 2,85847 4,39661 3,3553 301,697
223,252 2,64999 4,13510 3,5251 299,532
220,013 2,45402 3,88570 3,7060 297,351
216,740 2,26999 3,64801 3,8988 295,154
216,650 2,25223 3,62152 3,9255 295,069
216,650 2,09847 3,37429 4,2131 295,069
216,650 1,93994 3,11937 4,5574 295,069
216,650 1,79340 2,88375 4,9297 295,069
216,650 1,657964 2,66595-1 5,3325-5 295,069
216,650 1,53276 2,46464 5,7680 295,069
216,650 1,41703 2,27855 6,2391 295,069
216,650 1,31006 2,10654 6,7486 295,069
216,650 1,21118 1,94755 7,2995 295,069
216,650 1,11977 1,80057 7,8954 295,069
216,650 1,03528 1,66470 8,5397 295,069
216,650 9,571734+3 1,59911 9,2366 295,069
216,650 8,84970 1,42301 9,9902 295,069
216,650 8,18224 1,31568 1,0805-4 295,069
216,650 7,56521 1,21642 1,1686 295,069
216,650 6,99480 1,12475 1,2639 295,069
216,650 6,46747 1,03995 1,3670 295,069
216,650 5,97997 9,61565-2 1,4780 295,069
216,650 5,52929 8,89097 1,5989 295,069
216,650 5,48614 8,82158 1,6115 295,069
217,581 5,11298 7,57146 1,8843 295,703
218,574 4,04748 6,45096 2,2101 296,377
219,567 3,46685 5,50055 2,6136 297,049
220,560 2,97174 4,69377 3,0743 297,720
221,552 2,54921 4,00837 3,6135 298,389
222,544 2,18837 3,42565 4,2439 299,056
223,536 1,87997 2,92982 4,8905 299,722
224,527 1,61619 2,50762 5,8405 300,386

 


ОГЛАВЛЕНИЕ

 

    стр.
  Введение  
  Основные обозначения.  
Глава 1 Общие методические указания  
1.1 Содержание работы  
1.2 Схематизация аэродинамической компоновки самолета.  
1.3 Расчет основных геометрических параметров самолета  
1.3.1 Расчет геометрических параметров фюзеляжа (мотогондолы, подвески)  
1.3.2 Расчет геометрических параметров несущей поверхности (крыла, горизонтального, вертикального оперения)  
1.4 Расчетные диапазоны чисел Маха и углов атаки самолета  
1.4.1 диапазон чисел Маха  
1.4.2 Определение критического числа Маха  
1.4.3 Расчетный диапазон углов атаки  
Раздел I Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.  
Глава 2 Определение коэффициента подъемной силы самолета  
2.1 Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки  

 

 

2.2 Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонталь-ного оперения)  
2.3 Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.  
2.4 Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.  
2.4.1 Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для нормальной аэродинамической компоновки.  
2.4.2 Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для аэродинамической компоновки типа «Утка».  
2.4.3 Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей.  
Глава 3 Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.  
Глава 4 Определение коэффициента лобового сопротивления самолета  
4.1 Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.  
4.2 Расчет коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности (крыла, ГО, ПГО, ВО) при нулевой подъемной силе.  
4.3 Расчет коэффициента сопротивления подвеши-ваемых грузов.  
4.4 Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета  
Глава 5 Построение поляры первого рода, зависимости для самолета при или  
Глава 6    
6.1 Коэффициент подъемной силы горизонталь-ного оперения при отклонении управляющих поверхностей ( , )  
6.1.1 Для самолета нормальной аэродинамической схемы  
6.1.2 Для компоновки самолета схемы «утка»  
6.2 Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями.  
6.2.1 Приращение коэффициента подъемной силы самолета нормальной схемы при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями  
6.2.2 Коэффициент подъемной силы компоновки самолета схемы «утка» при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхнос-тями  
6.3 Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке  
6.3.1 Аэродинамическая компоновка нормальной схемы  
6.3.2 Аэродинамическая компоновка схемы "утка"  
6.4 Определение балансировочных углов атаки.  
6.4.1 Построение зависимости при известном значении  
6.4.2 Определение или  
6.4.3 Определение .  
6.4.4 Определение  
6.5 Построение балансировочной поляры самолета при .  
6.5.1 Построение исходной поляры  
6.5.2 Определение .  
6.5.3 Построение балансировочной поляры самолета нормальной аэродинамической компоновки при .  
Раздел II Расчет аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движении.  
Глава 7 Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета  
7.1 Коэффициент поперечной силы самолета.  
7.2 Коэффициент момента крена самолета  
7.3 Коэффициент момента рыскания самолета  
Раздел III Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета, несимметричного относительно плоскости XOZ в продольной плоскости  

 

 

Глава 8 Влияние несимметрии самолета относительно плоскости XOZ на его аэродинамические характеристики в продольной плоскости  
8.1 Расчет угла атаки нулевой подъемной силы -  
8.1.1 Определение угла атаки нулевой подъемной силы изолированной несущей поверхности.  
8.2 Определение коэффициента интерференции между несущей поверхностью и фюзеляжем.  
8.3 Определение коэффициента индуктивного сопротивления несимметричного самолета.  
8.4 Расчет приращения коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении рулевых поверхностей.  
8.5 Максимальное аэродинамическое качество несимметричного самолета.  
Глава 9 Влияние отклонения взлетно-посадочной механизации на его аэродинамические характеристики  
9.1 Изменение зависимости от отклонения закрылков на угол .  
9.1.1 Приращение коэффициента при  
9.1.2 Изменение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки.  
9.1.3 Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения закрылка.  
9.2 Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения механизации передней кромки крыла.  
9.3 Приращение коэффициента лобового сопротивления от отклонения механизации крыла.  
9.3.1 Влияние отклонения закрылка на сопротивление самолета  
9.3.2 Влияние отклонения механизации передней кромки на коэффицитент лобового сопротивления самолета  
Раздел IV Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета в продольной плоскости на больших углах атаки.  
Глава 10 Определение коэффициента максимальной подъемной силы и критического угла атаки самолета для дозвуковых скоростей  
10.1 Крыло большого удлинения ,  
10.2 Крыло малого удлинения .  
10.3 Построение зависимости для компоновки самолета в диапазоне углов атаки .  
  Приложение.