9.3 Приращение коэффициента лобового сопротивления от отклонения механизации крыла.

Отклонение механизации задней и передней кромок крыла приводит к появлению дополнительного сопротивления крыла и , следовательно , к росту коэффициента лобового сопротивления самолета.

9.3.1. Влияние отклонения закрылка на сопротивление самолета

Дополнительное сопротивление при отклонении закрылка связано с увеличением как профильного, так и индуктивного сопротивления.

(9.8)

где - приращение профильного сопротивления (рис. 9.5а,б)

- приращение индуктивного сопротивления самолета,

- коэффициент, учитывающий влияние относительного положения закрылка на крыле (рис. 9.6).

9.3.2. Влияние отклонения механизации передней кромки на коэффицитент лобового сопротивления самолета

При отклонении механизации передней кромки вогнутость профиля меняется незначительно, поэтому распределение нагрузки по размаху крыла практически не изменяется. Следовательно, влиянием отклонения механизации передней кромки на индуктивное сопротивление можно пренебречь.

Рис 9.1

Рис. 9.2

Рис. 9.3 а Схема для определения параметров и

Рис. 9.3 б Вспомогательная функция для определения коэффициента размаха

1- простой закрылок ; 2- однощелевой закрылок; 3- двухщелевой закрылок ; 4- трехщелевой закрылок ; 5- безотрывное обтекание крыла и отклоненного закрылка; 6- линейная теория.

Рис. 9.4

Рис 9.5 а

Рис 9.5 б

Рис. 9.6

Раздел IV. Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета в продольной плоскости на больших углах атаки.

Современные маневренные самолеты способны летать в широком диапазоне углов атаки и чисел Маха. крейсерские режимы полета выполняются, как правило, на малых углах атаки (близких к углу максимального аэродинамического качества самолета) и высоких скоростях. Для описания этих режимов достаточно рассчитать аэродинамические коэффициенты самолета на малых углах атаки (линейные характеристики) во всем расчетном диапазоне чисел Маха. Режимы, связанные с ведением воздушного боя, перехватом цели, уходом от средств ПВО, спортивным и показательным пилотажем, выполняются на малых скоростях и больших углах атаки. Для описания этих режимов необходимо получить аэродинамические характеристики самолета во всем диапазоне летных углов атаки на малых (дозвуковых) скоростях. Наиболее важными параметрами являются критический угол атаки и коэффициент максимальной подъемной силы.

В данном разделе приведена методика расчета аэродинамических характеристик на больших углах атаки для самолета нормальной аэродинамической компоновки. методика расчета аэродинамических характеристик на больших углах атаки для самолета схемы «утка» изложена в работе [ 6 ]

8. Определение коэффициента максимальной подъемной силы и критического угла атаки самолета для дозвуковых скоростей.

Максимальное значение коэффициента подъемной силы достигается при угле атаки, который называется критическим углом атаки - . Величина определяется по соотношению:

, (10.1)

где - коэффициенты максимальной подъемной силы самолета, крыла, горизонтального оперения.

(10.2)

- производная коэффициента подъемной силы по углу атаки консольной части ГО, размерность .

Для расчета коэффициента необходимо определить эффективное удлинение крыла . Сравнение удлинения консольной части крыла с делит крылья на крылья большого и малого удлинения.

, (10.3)

где коэффициент учитывает влияние сужения крыла , определяемый по графику на рис. 10.1

Методика расчета коэффициента максимальной подъемной силы крыла эмпирическая, основанная на использовании соотношений, полученных на основании экспериментальных исследований крыльев большого и малого удлинения с отрицательным углом крутки. Однако она позволяет приблизительно рассчитать для произвольного крыла.