Определение критического числа Маха

Диапазон чисел Маха

Расчетные диапазоны чисел Маха и углов атаки самолета

Аэродинамические характеристики заданной компоновки самолета рассчитываются при числах Маха, Рейнольдса и углах атаки, которые соответствуют условиям его летной эксплуатации.

В пособии представлена методика расчета аэродинамических характеристик ЛА в дозвуковом (, где – критическое число Маха), трансзвуковом () и сверхзвуковом () диапазонах чисел Маха.

Для полноценного знакомства с методикой расчета и аэродинамическими характеристиками самолета определение коэффициентов проводится как в дозвуковом, так и в сверхзвуковом диапазонах чисел Маха.

Критическое число Маха самолета можно считать равным М _кр крыла для нормальной аэродинамической схемы или М _кр переднего горизонтального оперения (ПГО) в схеме «утка».

Так как аэродинамические коэффициенты фюзеляжа в трансзвуковом диапазоне чисел Маха изменяются более плавно, чем соответствующие коэффициенты крыла или ПГО, то вполне допустимо пренебречь значением М _кр фюзеляжа, меньшим по величине числа М _кр крыла или ПГО

Критическое число Маха крыла в основном зависит от толщины профиля, формы крыла в плане и от подъемной силы крыла (т.е. угла атаки), В соответствии с этим М _крпредставляется в виде суммы:

М _кр = М _{кр прф} + DМ _{кр l} + DМ _{кр c} (1.1)

М _{кр прф} – значение М _крдля профиля крыла; DМ _{кр l}, DМ _{кр c} – дополнительные члены, учитывающие влияние удлинения и стреловидности крыла на величину М _{кр прф}. Величину М _{кр прф}при заданном значении коэффициента подъемной силы можно оценить по формуле

(1.2)

– значение коэффициента подъемной силы крыла при заданном угле атаки, DМ _{кр l}, DМ _{кр c} определяются по графикам, представленным на рис.1.6,а,б при = 0; влияние угла атаки на эти поправкив данной методике не учитывается. Формулы (1.1) и (1.2) прежде всего применимы для расчетов крыльев простой формы в плане с прямолинейными кромкамибез изломов переднейкромки и линии максимальных толщин. Они одинаково эффективны для указанных крыльев как большого, так и малого удлинения. При этом формула (1.2) обычно используется при углах для крыльев большого удлинения и для крыльев малого удлинения (углы , определяются ниже). При определении поправки DМ _{кр c} длякрыльев с изломом передней кромки и крыльев с криволинейнойпередней кромкой используется наименьшее значение угла стреловидности так как волновой кризис развивается именно на этой части крыла. Поправка DМ _{кр l} длятаких крыльев икрыльев большого удлинения с прямолинейной передней кромкой, а задней кромкой с изломом, определяется по удлинению всего крыла.

Если расчет проводится для крыла удлинения l ³ 3 с изломом передней кромки при наплыве, составляющем менее 20% общей площади, то поправка DМ _крlопределяется по удлинению базового крыла без учета наплыва с сохранением угла стреловидности консоли.

Рис 1.6а

Рис 1.6 б

Дата добавления: 2015-07-13