Определение зависимости крыла

Изменение коэффициента вредного сопротивления ЛА по углу атаки

	-10	-9	-8	-7	-6	-5	-4	-3	-2
Схвр0	0.5429
∆Схα		-0.005	-0.007	-0.01	-0.01	-0.01	-0.0075	-0.005	-0.0025
Cxвр	0.5429	0.5379	0.5359	0.5329	0.5329	0.5329	0.5354	0.5379	0.5404

	-1
Схвр0	0.5429
∆Схα		0.0025	0.01	0.015	0.02	0.025	0.03	0.04	0.05
Cxвр	0.5429	0.5454	0.5529	0.5579	0.5629	0.5679	0.5729	0.5829	0.5929

Схвр0	0.5429
∆Схα	0.065	0.07	0.085	0.1	0.12	0.13	0.155	0.17
Cxвр	0.6079	0.6129	0.6279	0.6429	0.6629	0.6729	0.6979	0.7129

Рис. 1

Исходными данными для построения зависимости крыла конечного удлинения являются заданные значения для крыла.

Построение выполняется в следующем порядке:

1. Строится прямолинейный участок кривой для , для этого вычисляется угол атаки окончания линейного участка зависимости

Проводится прямая линия через точку с координатами и точку с координатами до пересечения с абсциссой .

Точка соответствует началу нелинейного участка зависимости

2. Вычисляется критический угол атаки крыла бесконечного удлинения

3. Нелинейный участок характеристики достраивается с помощью полинома

Параметры полинома вычисляются из условия прохождения зависимости через точки

, , и

; ; .

4. Для построения зависимости крыла конечного удлинения определяется угол скоса потока от индуктивной скорости, создаваемой

крылом при в точке начала нелинейного участка зависимости

5. Определяем угол атаки крыла конечного удлинения необходимый для получения .

6. Вычисляем производную коэффициента подъёмной силы крыла конечного

удлинения по углу атаки

и критический угол атаки

7. Для построения нелинейного участка зависимости необходимо проделать те же операции, что и для только в выражениях будут фигурировать и .Соответствующие формулы будут иметь вид:

; ; .

Рис. 2

Дата добавления: 2015-05-08