Расчетный диапазон углов атаки

Характер изменения коэффициента подъемной силы самолета от изменения углов атаки определяет диапазон расчетных углов a. На рис 1.7, 1.8 приведены зависимости С_уа( a ) для самолетов с крылом большого удлинения (рис. 1.7) и крылом малого удлинения (рис. 1.8)

Для компоновки с крылом большого удлинения до углов атаки 15° – 18° зависимость С_уа( a ) – линейная, что соответствует безотрывному обтеканию крыла. При a > a _нc происходит срыв потока на подветренной части крыла и как следствие нарушение линейной зависимости коэффициента С_уа от угла атаки (a _нс <a £a _кр). При a = a _кр достигается максимальное значение коэффициента подъемной силы С_уа= С_уаmax. При a > a _кр срыв потока захватывает всю подветренную сторону крыла, коэффициент С_уа снижается.

Для компоновки с крылом малого удлинения линейная зависимость С_уа наблюдается при углах атаки a £ a _но (a _но = 6° – 8° – угол начала отрыва потока). Дальнейшее увеличение углов атаки приводит к образованию на подветренной стороне сложного отрывно – вихревого течения, в результате которого несущие способности крыла с увеличением угла атаки возрастают. Зависимость С_уа( a ) становится нелинейной до угла атаки a = a _нр. Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к развитию разрушения вихревой структуры над крылом. Рост коэффициента С_уа снижается и при a = a _кр коэффициент С_уа= С_уаmax. При этом критический угол атаки a _кр для крыла малого удлинения выше чем a _кр для крыла большого удлинения. Расчетный диапазон углов атаки определяет преподаватель – консультант в зависимости от учебного плана студента соответствующей специальности.

Рис 1.7 Рис 1.8

Раздел I

Дата добавления: 2015-07-13