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
|
![Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения - student2.ru](/images/matematika/kriticheskiy-ugol-ataki-komponovki-samoleta-s-krylom-malogo-udlineniya-374547-23.gif)
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.
Приложение
Таблица параметров стандартной атмосферы
Геометри–ческая высота, м | Темпера–тура T, К | Давление, p, Па | Плотность, кг/м3 | Кинемати–ческая вязкость n, м2/с | 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 по–верхности (крыла, горизонтального, вертикаль–ного оперений) | |
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 самоле–та 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 подъем–ной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения) | |
2.3 | Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа. | |
2.4 | Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей, расположенных друг за другом. | |
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 схемы «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 сопроти–вления самолета | |
4.1 | Определение коэффициента лобового сопроти–вления 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 ![]() ![]() ![]() | |
Глава 6 | Расчет балансировочной поляры самолета | |
6.1 | Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей ( ![]() ![]() | |
6.1.1 | Для самолета нормальной аэродинамической схемы | |
6.1.2 | Для аэродинамической компоновки самолета схемы «Утка» | |
6.2 | Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями. | |
6.2.1 | Приращение коэффициента подъемной силы самолета нормальной аэродинамической компоновки при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями | |
6.2.2 | Коэффициент подъемной силы компоновки са–молета схемы «Утка» при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями | |
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 ![]() ![]() | |
6.4.2 | Определение ![]() ![]() | |
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 статичес–ки устойчивого самолета нормальной аэроди–намической компоновки при ![]() ![]() | |
Раздел II | Расчет аэродинамических характеристик само–лета 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 | |
7.4 | Расчет координаты фокуса по углу скольжения | |
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 при нулевой подъемной силе – ![]() | |
8.1.1 | Определение угла атаки при нулевой подъем–ной силе 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. | |
8.6 | Построение поляры первого рода для несим–метричного самолета при ![]() ![]() | |
Глава 9 | Влияние отклонения взлетно–посадочной механизации самолета на его аэродина–мические характеристики | |
9.1 | Изменение зависимости ![]() ![]() | |
9.1.1 | Приращение коэффициента ![]() ![]() | |
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 сопро–тивления 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 ,![]() | |
10.1.1 | Коэффициент максимальной подъемной силы крыла | |
10.1.2 | Критический угол атаки компоновки самолета с крылом большого удлинения | |
10.2 | Крыло малого удлинения![]() | |
10.2.1 | Коэффициент максимальной подъемной силы крыла | |
10.2.2 | Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения | |
10.3 | Построение зависимости ![]() ![]() | |
Литература | ||
Приложение. Таблица параметров стандартной атмосферы | ||
Оглавление |