Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения

С достаточной точностью допускается, что для компо – новки принимается равным критическому углу атаки крыла .

, (10.10)

где при определяется по графику рис. 10.11,

– по графику10.12 – учитывает влияние увеличения числа Маха до

10.3. Построение зависимости для компоновки самолета в диапазоне углов атаки .

Характер изменения зависимости коэффициента подъемной силы самолета от угла атаки a определяется, в основном зависимостью для крыла.

Для компоновки с крылом большого удлинения линейный участок этой зависимости сохраняется до угла атаки – начала срыва потока с крыла. Нелинейный участок в диапазоне углов строится приближенно. Для этого прямая, определяющая линейную зависимость, проводится до пересечения с линией, которая соответствует значению при (рис 10.13а). Справа от точки пересечения А откладывается отрезок, равный и определяется угол , согласно соотношению (10.10) Отложив от точки А влево отрезок, равный , опустив перпендикуляр на ось углов атаки, приближенно получим угол , а точка пресечения этого перпендикуляра с зависимостью определяет значение коэффициента подъемной силы .

Рис 10.8

Рис 10.9а

Рис 10.9б

Рис 10.10

Рис 10.11

Рис 10.12

В промежутке между углами и зависимость можно построить, определив значение коэффициента в точке D (рис 10.13а). Угол атаки, соответствующий точке D определяется по соотношению:

(10.11)

где – значение коэффициента в точке С, которая выбирается произвольно.

(10.12)

берется по графику рис 10.12.

Точка D определяется смещением точки С вправо на величину . На участке от до проводится плавная кривая через точку D.

Для компоновки самолета с крылом малого удлинения линейный участок зависимости сохраняется до угла атаки , при котором возникает отрыв с поверхности крыла.(рис 10.13б) Этот угол приближенно может быть определен по графику рис 10.14а. При болеее точном определении этот угол будет зависеть от формы крыла на виде сверху, формы передней кромки профиля, числа Рейнольдса. Угол атаки , при котором происходит разрушение вихревой системы над задней кромкой крыла, в первом приближении определяется по графикам рис. 10.14б, влияние формы крыла на виде сверху и формы передней кромки не учитывается. коэффициент максимальной подъемной силы и критический угол атаки крыла принимается согласно расчету по соотношениям (10.9) и (10.10), соответственно. Зависимость на углах атаки – линейная, на участках , строится приближенно гладкой кривой.

Рис 10.13a Рис 10.13б

Рис 10.14а

Рис 10.14б

Литература

1. А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин, «Динамика полета» М., Машиностроение, 1973 г.

2. П./р Г.А.Колесникова, «Аэродинамика летательных аппаратов», М., Машиностроение, 1993г.

3. В.Г.Микеладзе, В.М.Титов, «Основные геометрические и аэродинамические характеристики самилетов и ракет», М., Машиностроение, 1990г.

4. Л.И.Васильев и др., «Расчет аэродинамических характеристик самолета», М.,МАИ, 1984г.

5. В.Г.Дмитриев, А.И.Матвеев, «Методические указания по расчету подъемной силы и лобового сопротивления самолета», М.,МАИ, 1988г.

6. Л.Г.Артамонова, А.В.Кузнецов, А.Н.Радциг, «Расчет аэродинамических характеристик компоновок «Утка» в установившемся продольном движении», М., МАИ, 1996г.

Приложение

Таблица параметров стандартной атмосферы

Геометри–ческая высота, м	Темпера–тура T, К	Давление, p, Па	Плотность, кг/м^3	Кинемати–ческая вязкость n, м^2/с	Скорость звука а, м/с
	288,150	1,01325+5	1,22500	1,4607–5	340,294
	284,900	9,54613+4	1,16727	1,5195	338,370
	281,651	8,98763	I.11166	1,5813	336,435
	278,402	8,45597	1,05810	1,6463	334,489
	275,154	7,95014	1,00655	1,7147	332,532
	271,906	7,46917	9,56954–1	1,7868	330,563
	266,659	7,01212	9,09254	1,8628	328,584
	265,413	6,57804	8,63402	1,9429	326,592
	262,166	6,16604	8,19347	2,0275	324,589
	258,921	5,77526	7,77038	2,1167	322,573
	255,676	5,40483	7,36429	2,2110	320,545
	252,431	5,05393	6,97469	2,3107	318,505
	249,187	4,72176	6,60111	2,4162	316,452
	245,943	4,40755	6,24310	2,5278	314,385
	242,700	4,11053	5,90018	2,6461	312,306
	239,457	3,82997	5,57192	2,7714	310,212
	236,215	3,56516	5,25786	2,9044	308,105
	232,974	3,31542	4,95757	3,0457	305,984
	229,733	3,08007	4,67063	3,1957	303,848
	226,492	2,85847	4,39661	3,3553	301,697
	223,252	2,64999	4,13510	3,5251	299,532
	220,013	2,45402	3,88570	3,7060	297,351
	216,740	2,26999	3,64801	3,8988	295,154
	216,650	2,25223	3,62152	3,9255	295,069
	216,650	2,09847	3,37429	4,2131	295,069
	216,650	1,93994	3,11937	4,5574	295,069
	216,650	1,79340	2,88375	4,9297	295,069
	216,650	1,657964	2,66595–1	5,3325–5	295,069
	216,650	1,53276	2,46464	5,7680	295,069
	216,650	1,41703	2,27855	6,2391	295,069
	216,650	1,31006	2,10654	6,7486	295,069
	216,650	1,21118	1,94755	7,2995	295,069
	216,650	1,11977	1,80057	7,8954	295,069
	216,650	1,03528	1,66470	8,5397	295,069
	216,650	9,571734+3	1,59911	9,2366	295,069
	216,650	8,84970	1,42301	9,9902	295,069
	216,650	8,18224	1,31568	1,0805–4	295,069
	216,650	7,56521	1,21642	1,1686	295,069
	216,650	6,99480	1,12475	1,2639	295,069
	216,650	6,46747	1,03995	1,3670	295,069
	216,650	5,97997	9,61565–2	1,4780	295,069
	216,650	5,52929	8,89097	1,5989	295,069
	216,650	5,48614	8,82158	1,6115	295,069
	217,581	5,11298	7,57146	1,8843	295,703
	218,574	4,04748	6,45096	2,2101	296,377
	219,567	3,46685	5,50055	2,6136	297,049
	220,560	2,97174	4,69377	3,0743	297,720
	221,552	2,54921	4,00837	3,6135	298,389
	222,544	2,18837	3,42565	4,2439	299,056
	223,536	1,87997	2,92982	4,8905	299,722
	224,527	1,61619	2,50762	5,8405	300,386

ОГЛАВЛЕНИЕ

		стр.
	Введение
	Основные обозначения.
Глава 1	Общие методические указания
1.1	Содержание работы
1.2	Схематизация аэродинамической компоновки самолета.
1.3	Расчет основных геометрических параметров самолета
1.3.1	Расчет геометрических параметров фюзеляжа (мотогондолы, подвески)
1.3.2	Расчет геометрических параметров несущей по–верхности (крыла, горизонтального, вертикаль–ного оперений)
1.4	Расчетные диапазоны чисел Маха и углов атаки самолета
1.4.1	диапазон чисел Маха
1.4.2	Определение критического числа Маха
1.4.3	Расчетный диапазон углов атаки
Раздел I	Расчет аэродинамических характеристик самоле–та и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.
Глава 2	Определение коэффициента подъемной силы самолета
2.1	Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки
2.2	Определение производной коэффициента подъем–ной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения)
2.3	Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.
2.4	Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей, расположенных друг за другом.
2.4.1	Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для нормальной аэродинамической компоновки.
2.4.2	Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для аэродинамической компоновки схемы «Утка».
2.4.3	Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей.
Глава 3	Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.
Глава 4	Определение коэффициента лобового сопроти–вления самолета
4.1	Определение коэффициента лобового сопроти–вления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.
4.2	Расчет коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности (крыла, ГО, ПГО, ВО) при нулевой подъемной силе.
4.3	Расчет коэффициента сопротивления подвеши–ваемых грузов.
4.4	Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета
Глава 5	Построение поляры первого рода, зависимости для самолета при или
Глава 6	Расчет балансировочной поляры самолета
6.1	Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей (, )
6.1.1	Для самолета нормальной аэродинамической схемы
6.1.2	Для аэродинамической компоновки самолета схемы «Утка»
6.2	Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями.
6.2.1	Приращение коэффициента подъемной силы самолета нормальной аэродинамической компоновки при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями
6.2.2	Коэффициент подъемной силы компоновки са–молета схемы «Утка» при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями
6.3	Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке
6.3.1	Аэродинамическая компоновка нормальной схемы
6.3.2	Аэродинамическая компоновка схемы "Утка"
6.4	Определение балансировочных углов атаки.
6.4.1	Построение зависимости при известном значении
6.4.2	Определение или
6.4.3	Определение.
6.4.4	Определение
6.5	Построение балансировочной поляры самолета при .
6.5.1	Построение исходной поляры
6.5.2	Определение .
6.5.3	Построение балансировочной поляры статичес–ки устойчивого самолета нормальной аэроди–намической компоновки при и откло–нении горизонтального оперения на угол .
Раздел II	Расчет аэродинамических характеристик само–лета в боковом установившемся движении.
Глава 7	Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета
7.1	Коэффициент поперечной силы самолета.
7.2	Коэффициент момента крена самолета
7.3	Коэффициент момента рыскания самолета
Раздел III	Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета, несимметричного относительно плоскости XOZ, в продольной плоскости
Глава 8	Влияние несимметрии самолета относительно плоскости XOZ на его аэродинамические характеристики в продольной плоскости
8.1	Расчет угла атаки при нулевой подъемной силе –
8.1.1	Определение угла атаки при нулевой подъем–ной силе изолированной несущей поверхности.
8.2	Определение коэффициента интерференции между несущей поверхностью и фюзеляжем.
8.3	Определение коэффициента индуктивного сопротивления несимметричного самолета.
8.4	Расчет приращения коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении рулевых поверхностей.
8.5	Максимальное аэродинамическое качество несимметричного самолета.
8.6	Построение поляры первого рода для несим–метричного самолета при или
Глава 9	Влияние отклонения взлетно–посадочной механизации самолета на его аэродина–мические характеристики
9.1	Изменение зависимости от отклонения закрылков на угол .
9.1.1	Приращение коэффициента при
9.1.2	Изменение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки.
9.1.3	Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения закрылка.
9.2	Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения механизации передней кромки крыла.
9.3	Приращение коэффициента лобового сопро–тивления от отклонения механизации крыла.
9.3.1	Влияние отклонения закрылка на сопротивление самолета
9.3.2	Влияние отклонения механизации передней кромки на коэффицитент лобового сопротивления самолета
Раздел IV	Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета в продольной плоскости на больших углах атаки.
Глава 10	Определение коэффициента максимальной подъемной силы и критического угла атаки самолета для дозвуковых скоростей
10.1	Крыло большого удлинения,
10.1.1	Коэффициент максимальной подъемной силы крыла
10.1.2	Критический угол атаки компоновки самолета с крылом большого удлинения
10.2	Крыло малого удлинения.
10.2.1	Коэффициент максимальной подъемной силы крыла
10.2.2	Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения
10.3	Построение зависимости для ком–поновки самолета в диапазоне углов атаки .
	Литература
	Приложение. Таблица параметров стандартной атмосферы
	Оглавление

Дата добавления: 2015-07-13