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 [ ]

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 изолированной (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.

1. Крыло большого удлинения ,

   1. (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 пр графикам рис. 10.6, - коэффициент, учитывающий влияние кривизны профиля на максимальную подъемную силу профиля, 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

2. Критический угол атаки компоновки самолета с крылом большого удлинения

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.

2. Крыло малого удлинения .

   1. , (10.9)

где - коэффициент максимальной подъемной силы при числе Маха , рис 10.9а,б, коэффициент учитывает влияние на увеличение числа Маха до , определяется пр графикам рис. 10.10а,б

2. Критический угол атаки компоновки самолета с крылом малого удлинения

С достаточной точностью допускается, что для компоновки 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

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

Характер изменения зависимости коэффициента подъемной силы самолета от угла атаки  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

Рис 10.8

Рис 10.9а

Рис 10.9б

Рис 10.10

Рис 10.11

Рис 10.12

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 . В промежутке между углами и зависимость можно построить, определив значение коэффициента в точке D (рис 10.13 ). 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. 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.

ё

Рис 10.13a Рис 10.13б

Рис 10.14а

Рис 10.14б

ОГЛАВЛЕНИЕ

		стр.
	Введение	2
	Основные обозначения.	3
Глава 1	Общие методические указания	6
1.1	Содержание работы	6
1.2	Схематизация аэродинамической компоновки самолета.	7
1.3	Расчет основных геометрических параметров самолета	15
1.3.1	Расчет геометрических параметров фюзеляжа (мотогондолы, подвески)	15
1.3.2	Расчет геометрических параметров несущей поверхности (крыла, горизонтального, вертикального оперения)	15
1.4	Расчетные диапазоны чисел Маха и углов атаки самолета	17
1.4.1	диапазон чисел Маха	17
1.4.2	Определение критического числа Маха	17
1.4.3	Расчетный диапазон углов атаки	18
Раздел I	Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.	21
Глава 2	Определение коэффициента подъемной силы самолета	21
2.1	Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки	22
2.2	Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонталь-ного оперения)	26
2.3	Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.	30
2.4	Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.	34
2.4.1	Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для нормальной аэродинамической компоновки.	34
2.4.2	Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (НПII), находящейся в следе за несущей поверхностью (НПI) для аэродинамической компоновки типа «Утка».	37
2.4.3	Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей.	38
Глава 3	Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.	41
Глава 4	Определение коэффициента лобового сопротивления самолета	45
4.1	Определение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа при нулевой подъемной силе.	46
4.2	Расчет коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности (крыла, ГО, ПГО, ВО) при нулевой подъемной силе.	57
4.3	Расчет коэффициента сопротивления подвешиваемых грузов.	63
4.4	Определение коэффициента индуктивного сопротивления самолета	64
Глава 5	Построение поляры первого рода, зависимости для самолета при или	67
Глава 6		68
6.1	Коэффициент подъемной силы горизонтального оперения при отклонении управляющих поверхностей ( , )	69
6.1.1	Для самолета нормальной аэродинамической схемы	69
6.1.2	Для компоновки самолета схемы «утка»	69
6.2	Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управля-ющими поверхностями.	70
6.2.1	Коэффициент подъемной силы самолета нормальной схемы при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями	70
6.2.2	Коэффициент подъемной силы компоновки самолета схемы «утка» при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями	70
6.3	Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке	71
6.3.1	Аэродинамическая компоновка нормальной схемы	71
6.3.2	Аэродинамическая компоновка схемы "утка"	72
6.4	Определение балансировочных углов атаки.	73
6.4.1	Построение зависимости при известном значении	73
6.4.2	Определение или	73
6.4.3	Определение .	74
6.4.4	Определение
6.5	Построение балансировочной поляры самолета при .	74
6.5.1	Построение исходной поляры	74
6.5.2	Определение .	74
6.5.3	Построение балансировочной поляры самолета нормальной аэродинамической компоновки при .	74
Раздел II	Расчет аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движении.	76
Глава 7	Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета	76
7.1	Коэффициент поперечной силы самолета.	76
7.2	Коэффициент момента крена самолета	78
7.3	Коэффициент момента рыскания самолета	79
Раздел III	Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета, несимметричного относительно плоскости XOZ в продольной плоскости	82
Глава 8	Влияние несимметрии самолета относительно плоскости XOZ на его аэродинамические характеристики в продольной плоскости	82
8.1	Расчет угла атаки нулевой подъемной силы -	82
8.1.1	Определение угла атаки нулевой подъемной силы изолированной несущей поверхности.	82
8.2	Определение коэффициента интерференции между несущей поверхностью и фюзеляжем.	86
8.3	Определение коэффициента индуктивного сопротивления несимметричного самолета.	86
8.4	Расчет приращения коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении рулевых поверхностей.	86
8.5	Максимальное аэродинамическое качество несимметричного самолета.	87
Глава 9	Влияние отклонения взлетно-посадочной механизации на его аэродинамические характеристики	87
9.1	Изменение зависимости от отклонения закрылков на угол .	88
9.1.1	Приращение коэффициента при	88
9.1.2	Изменение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки.	89
9.1.3	Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения закрылка.	89
9.2	Изменение коэффициента максимальной подъемной силы от отклонения механизации передней кромки крыла.	89
9.3	Приращение коэффициента лобового сопротивления от отклонения механизации крыла.	90
9.3.1	Влияние отклонения закрылка на сопротивление самолета	90
9.3.2	Влияние отклонения механизации передней кромки на коэффицитент лобового сопротивления самолета	90
Раздел IV	Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета в продольной плоскости на больших углах атаки.	96
Глава 10	Определение коэффициента максимальной подъемной силы и критического угла атаки самолета для дозвуковых скоростей	96
10.1	Крыло большого удлинения ,	97
10.2	Крыло малого удлинения .	102
10.3	Построение зависимости для компоновки самолета в диапазоне углов атаки .	102
	Приложение.	108

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.