Критический угол атаки компоновки самолета с крылом большого удлинения

Коэффициент максимальной подъемной силы крыла

(10.4)

где – значение коэффициента максимальной подъемной силы профиля крыла, К – коэффициент, учитывающий влияние формы профиля крыла, его носовой части, формы крыла в плане на при , – учитывает влияние числа Маха на коэффициент при .

, (10.5)

где зависит от параметра . определяется по графику рис. 10.2., – по графику рис. 10.3, А и В определяются по зависимостям рис. 10.4.

, (10.6)

коэффициенты С и D определяются пр графикам рис 10.5 а,б.

, (10.7)

где, коэффициент максимальной подъемной силы симметричного профиля, определяется по графикам рис. 10.6, – коэффициент, учитывающий влияние кривизны профиля на его максимальную подъемную силу, рис 10.7.

Рис 10.1

Рис 10.2

Рис 10.3

Рис 10.4

Рис 10.5а

Рис 10.5б

Рис 10.6

Рис 10.7

Критический угол атаки определяется по соотношению:

, (10.8)

где – угол нулевой подъемной силы самолета (раздел III, 8.1)

– производная коэффициента подъемной силы самолета по углу атаки (формула 2.1)

– учитывает влияние формы крыла и профиля при . Определяется по графикам рис 10.8.

10.2. Крыло малого удлинения .

10.2.1. Коэффициент максимальной подъемной силы крыла , (10.9)

где – коэффициент максимальной подъемной силы консольной части крыла при числе Маха , рис 10.9а,б, коэффициент учитывает влияние на увеличение числа Маха до , определяется по графикам рис. 10.10, где рис. 10.1

Дата добавления: 2015-07-13