1. Крыло большого удлинения ,

   1. 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

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. 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

2. 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

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 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