Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и

Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и крыла. Аэродинамические характеристики обычных профилей можно найти в работах [4, 6, 7, 8]. Некоторые сведения по аэродинамическому проектированию крыльев современных дозвуковых самолетов изложены в работах [1, 3, 9]. Метод расчета аэродинамических характеристик сверхзву­ковых самолетов можно найти в учебных пособиях [10, 11].

Переход от аэродинамических характеристик крыла к характеристикам самолета можно выполнить, используя методику [1, 3, 11].

1. Параметры профиля задаются следующими величинами (при числе Маха Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru = 0,2 и некотором значении числа Рейнольдса Re¥ = Re1):

- тип профиля (обычный, суперкритический);

- относительная кривизна Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru или Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru % ;

- относительная толщина Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru или Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru %;

- угол нулевой подъемной силы Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , град;

- критический угол атаки Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , град;

- максимальный коэффициент подъемной силы Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

- минимальный коэффициент лобового сопротивления Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

- производная коэффициента подъемной силы по углу атаки Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

Например, для профиля NACA 4412 имеем Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru % = 12%; Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru % =30%; Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru % = 4%; Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ; Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ; Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru =5,5 1/рад; Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru =1,52; Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru = 0,0068; Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru =13°.

2. Параметры крыла:

- корневая хорда крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , м;

- концевая хорда крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , м;

- удлинение крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

- сужение крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

- угол крутки концевого сечения крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , град;

- угол стреловидности Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , град;

- размах крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , м.

Параметры потока задаются на режиме крейсерского полета величинами:

- число Маха Мкрейс;

- скорость звука a, м/с;

- коэффициент кинематической вязкости n, м2/с;

- высота полета Н.

3. С помощью формулы Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru (по заданному углу Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ) определяются углы стреловидности Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru по линии 0,5 хорды (m = 0,5) и Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru по линии максимальных толщин (m = Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru = Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru (%)/100). Расчет этих углов производится после определения угла

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

5. Задаются числа Маха, например,

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru = 0,2; 0,85.

6. Вычисляются значения чисел Рейнольдса

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

где Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , [м];

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , 1/м; H - высота полета в км. Формула Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru справедлива при Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru км.

7. Расчет зависимостей Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru и Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru производится для серии заданных углов атаки a в диапазоне Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , град, где Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru - угол нулевой подъемной силы крыла, Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru - критический угол атаки крыла. Величины Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru и Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru - определяются в процессе расчета (см. п.3.2 и п.3.3).

Шаг по углу атаки определяется выражением

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

где Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru - число расчетных точек. Таким образом, расчет производится при следующих значениях угла атаки

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru - угол атаки в градусах Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

При расчетах без использования компьютера минимальное количество углов атаки, для которых задается расчет, равно трем: Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru (определение угла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru в п.3.5).

Расчет коэффициента аэродинамической

Подъемной силы крыла

Коэффициент аэродинамической подъемной силы крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru зави­сит от геометрических и аэродинамических характеристик профиля, геометрических параметров крыла, угла атаки α, критериев подобия Re и M. Рассмотрим методику определения Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru для изолированного крыла с учетом вышеперечисленных параметров.

Зависимость коэффициента подъемной силы Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru от угла атаки Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru в общем случае можно поде­лить на две области. Первая область Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru характеризуется безотрыв­ным обтеканием и линейной зависимостью Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru от Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru (коэффициент подъемной силы прямо пропорционален углу атаки). Вторая область характеризуется тем, что по мере увеличения угла атаки (при Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ) 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 Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru - угол атаки крыла, при котором начинается интенсивный срыв потока и который называется допустимым углом атаки или углом тряски. Угол атаки, соответствующий Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , называется критическим углом атаки Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru . Отметим, что в данной работе угол Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru определяется из условия гладкого сопряжения линейной и нелинейной областей кривой Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru . Характер зависимости нелинейной части от угла атаки для упрощения выбран в виде квадратичного полинома, что не всегда соответствует действительности. В следствие этого, значения угла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru могут оказаться заниженными, особенно для больших чисел Маха.

3.1. Расчет производной коэффициента подъемной силы по углу атаки Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru (на линейном участке) для числа Рейнольдса Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru производится по формулам [3]:

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , (1)

где

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

3.2. Расчет нулевого угла атаки крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .С учетом крутки крыла угол Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ruопределяется из следующих выражений [4]:

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , (2)

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru . (3)

Здесь Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru- 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 Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru » - 4° (если Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru < 0, то аэродинамический угол атаки концевого сечения меньше корневого).

3.3. Расчет критического угла атаки крыла Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru :

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , (4)

где

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , если Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru при Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

3.4. Расчет максимального значения коэффициента подъемной силы Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru крыла (для числа Рейнольдса Re1) с учетом сжимаемости можно приближенно определить по формулам:

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , (5)

где

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

3.5. Расчет угла окончания линейного участка Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru из условия гладкого сопряжения линейного и нелинейного участка:

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , град, (6)

где

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

3.6. Расчет коэффициента подъемной силы Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru (на линейном и нелинейном участках).

Предварительно определяем коэффициент Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , учитывающий влияние числа Рейнольдса на коэффициент подъемной силы [3, 5]. Расчет производится после определения параметра t с помощью выражения

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

где F - угол схода (угол между верхней и нижней поверхностями) хвостовой кромки профиля. Приближенное значение F можно вычислить по формуле

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru в радианах.

Здесь Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru и Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru - координаты верхней и нижней поверхностей профиля при Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru = 0,9.

Для четырех – и пятизначных профилей NACA можно использовать более простую формулу:

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

Коэффициент, Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru можно рассчитать по формуле

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

где Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

Здесь принято, что переход ламинарного к турбулентному режиму течения в пограничном слое происходит около передней кромки [3]. Формулу для Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru можно использовать в диапазоне чисел Рейнольдса Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru . При ориентировочных расчетах можно полагать Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

Коэффициент подъемной силы крыла на линейном участке Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru (для числа Рейнольдса Re1) определяется выражением

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , (7)

где углы Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru , a измеряются в градусах.

Определим теперь Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru на нелинейном участке при Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru (для числа Рейнольдса Re1). При диффузорном отрыве потока можно принять [5]:

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ,

где Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

С учетом влияния числа Рейнольдса окончательно получим выражение для зависимости коэффициента подъемной силы Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru крыла для данного угла атаки a

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru ;

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru

и выражение для производной коэффициента подъемной силы

Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и - student2.ru .

Наши рекомендации