Расчет коэффициента аэродинамической
Подъемной силы крыла
Коэффициент аэродинамической подъемной силы крыла зависит от геометрических и аэродинамических характеристик профиля, геометрических параметров крыла, угла атаки α, критериев подобия Re и M. Рассмотрим методику определения
для изолированного крыла с учетом вышеперечисленных параметров.
Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки
в общем случае можно поделить на две области. Первая область
характеризуется безотрывным обтеканием и линейной зависимостью
от
(коэффициент подъемной силы прямо пропорционален углу атаки). Вторая область характеризуется тем, что по мере увеличения угла атаки (при
) и расширении области отрыва потока (это так называемый диффузорный отрыв потока) рост коэффициента подъемной силы замедляется и достигает максимума при критическом угле атаки крыла, а затем уменьшается. Здесь
- угол атаки крыла, при котором начинается интенсивный срыв потока и который называется допустимым углом атаки или углом тряски. Угол атаки, соответствующий
, называется критическим углом атаки
. Отметим, что в данной работе угол
определяется из условия гладкого сопряжения линейной и нелинейной областей кривой
. Характер зависимости нелинейной части от угла атаки для упрощения выбран в виде квадратичного полинома, что не всегда соответствует действительности. В следствие этого, значения угла
могут оказаться заниженными, особенно для больших чисел Маха.
3.1. Расчет производной коэффициента подъемной силы по углу атаки (на линейном участке) для числа Рейнольдса
производится по формулам [3]:
, (1)
где
,
,
.
3.2. Расчет нулевого угла атаки крыла .С учетом крутки крыла угол
определяется из следующих выражений [4]:
,
, (2)
. (3)
Здесь - слагаемое, зависящее от крутки крыла, которое определено для случая равномерной крутки по размаху крыла. С точки зрения получения максимального аэродинамического качества K рекомендуется угол крутки концевого сечения взять
» - 4° (если
< 0, то аэродинамический угол атаки концевого сечения меньше корневого).
3.3. Расчет критического угла атаки крыла :
, (4)
где
;
;
;
, если
;
при
.
3.4. Расчет максимального значения коэффициента подъемной силы крыла (для числа Рейнольдса Re1) с учетом сжимаемости можно приближенно определить по формулам:
, (5)
где
,
.
3.5. Расчет угла окончания линейного участка из условия гладкого сопряжения линейного и нелинейного участка:
, град, (6)
где
.
3.6. Расчет коэффициента подъемной силы (на линейном и нелинейном участках).
Предварительно определяем коэффициент , учитывающий влияние числа Рейнольдса на коэффициент подъемной силы [3, 5]. Расчет производится после определения параметра t с помощью выражения
,
где F - угол схода (угол между верхней и нижней поверхностями) хвостовой кромки профиля. Приближенное значение F можно вычислить по формуле
в радианах.
Здесь и
- координаты верхней и нижней поверхностей профиля при
= 0,9.
Для четырех – и пятизначных профилей NACA можно использовать более простую формулу:
.
Коэффициент, можно рассчитать по формуле
,
где ,
.
Здесь принято, что переход ламинарного к турбулентному режиму течения в пограничном слое происходит около передней кромки [3]. Формулу для можно использовать в диапазоне чисел Рейнольдса
. При ориентировочных расчетах можно полагать
.
Коэффициент подъемной силы крыла на линейном участке (для числа Рейнольдса Re1) определяется выражением
, (7)
где углы , a измеряются в градусах.
Определим теперь на нелинейном участке при
(для числа Рейнольдса Re1). При диффузорном отрыве потока можно принять [5]:
,
,
где .
С учетом влияния числа Рейнольдса окончательно получим выражение для зависимости коэффициента подъемной силы крыла для данного угла атаки a
;
и выражение для производной коэффициента подъемной силы
.