1. Расчет угла атаки нулевой подъемной силы -

угол атаки нулевой подъемной силы самолета определяется соотношением:

(8.1)

где , , определяются по формуле (2.1) и рис. 2.6 … 2.9.

(8.2)

(8.3)

(8.4)

, - угол нулевой подъемной силы изолированных несущих поверхностей – первой и второй, расположенной в следе первой, соответственно;

, - угол нулевой подъемной силы с учетом интерференции с фюзеляжем, соответственно, первой и второй несущих поверхностей;

- коэффициенты интерференции несущих поверхностей с фюзеляжем (рис. 2.11);

, - коэффициенты торможения потока перед первой и второй несущей поверхностью (определяются в главе 2.4.3).

1. Определение угла атаки нулевой подъемной силы изолированной несущей поверхности.

Угол атаки зависит от угла крутки и кривизны несущей поверхности (крыла и ГО). В случае постоянных по размаху несущей поверхности крутки и кривизны угол атаки определяется по соотношению:

, (8.5)

где - влияние крутки несущей поверхности, - влияние кривизны

(8.6)

Производная определяется по графику рис. 8.1.

, (8.7)

Производная определяется по графику рис. 8.2.

рассчитывается по соотношению

(8.8)

Рис. 8.1

Рис. 8.2

- коэффициент лобового сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе - = 0

- определяется по графику рис. 8.3

Рис. 8.3

Если крутка и кривизна по размаху несущей поверхности изменяется , , то расчет проводится по формулам (8.5),(8.6),(8.7) для средних значений , . Несущая поверхность при этом разбивается на элементы вдоль размаха. В пределах каждого элемента крутка и принимаются постоянными. Тогда , . В формуле (8.6) угол крутки несущей поверхности заменяется на , а в формуле (8.7) значение коэффициента берется в соответствии со средним значением кривизны .

2. Определение коэффициента интерференции между несущей поверхностью и фюзеляжем.

По рис. 2.11 можно получить значения коэффициентов интерференции для симметричного самолета (самолета в схеме среднеплан).

В схемах «высокоплан» и «низкоплан» симметрия компоновки относительно плоскости XOZ нарушается, соответственно изменяются и коэффициенты интерференции.

При расчете коэффициентов ( + )^* компоновки крыла и ГО по схеме «высокоплан» необходимо ввести поправку по формуле

, (8.9)

где , - площадь несущей поверхности с подфюзеляжной частью. Для «низкоплана» ( + )^* можно принять равным единице т.к. увеличение несущих свойств от комбинации крыло (ГО) – фюзеляж практически отсутствует.

При расчете коэффициента лобового сопротивления при нулевой подъемной силе для схемы «низкоплан» = 0.75, «высокоплан» = 0.0 … 0.1.