Определение коэффициента подъемной силы самолета

Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.

В расчете принимаются углы атаки a = 0; 2; 4; 6° для компоновки с крылом малого удлинения и a = 0; 3; 6; 9° для компоновки с крылом большого удлинения. Указанный расчетный диапазон углов атаки соответствует линейной зависимости коэффициентов подъемной силы , момента тангажа , от угла атаки.

производная коэффициента подъемной силы самолета определяется по соотношению:

(2.1)

Здесь производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки, соответственно, изолированного фюзеляжа (п. 2.1), консольных частей крыла и горизонтального оперения (п 2.2), изолированных мотогондол и других элементов конструкции самолета, при обтекании которых может возникать подъемная сила. » 0.02 …0.1 » 1.0 …6.0;

– коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем (п. 2.3);

– коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого – либо элемента конструкции самолета (п 2.4.3);

– коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно (п. 2.4.1, 2.4.2).

В этой формуле коэффициент отнесен, согласно ГОСТу, к площади крыла с подфюзеляжной частью – S:

Коэффициенты консольных частей , , отнесены соответственно, к характерной площади фюзеляжа (площадь сечения миделя – S _ф), площади консольной части крыла – S _ккр, ГО – S _кго. Сложение аэродинамических коэффициентов разных частей самолета можно проводить в том случае, если они отнесены к одной площади. Поэтому в формуле 2.1 коэффициенты изолированных частей самолета умножаются, соответственно, на отношения

, ,.

Дата добавления: 2015-07-13