Методические указания к решению задачи 2

Решение этой задачи требует знания геометрических характеристик профиля и крыла. Перед решением задачи ознакомьтесь с программой (тема 1.2), рекомендуемой литературой, ниже рассмотренным материалом и примером 2 (приложение 2).

Основные параметры крыла связаны между собой следующими отношениями:

или ,

где в_cp - средняя геометрическая хорда.

или .

отсюда

Длину хорды можно определить через η, в_о, в_k , тогда

отсюда

отсюда

Удлинение крыла

Размах крыла или или

Задача 2. По заданным параметрам рассчитать стреловидное крыло. Вычертить в масштабе (1 : 100) крыло стреловидной формы в плане. Исходные данные для задачи своего варианта взять из приложения 2. Результаты расчетов занести в таблицу 3. Угол стреловидности крыла по передней кромке принять χ =35^о.

Пример 2. Дано: S = 90 м², = 15 м, η = 3, χ = 35^о (пример 2, приложение 2). Определить λ, в_о, в_ср, в_k.

Решение

Используя формулы, приведенные выше, определяем

- ;

- м;

- м;

- м.

Результаты вычислений заносим в табл. 3.

Таблица 3

Основные размеры крыла в плане

Номер варианта	S, м2	, м	во, м	вср, м	вk, м	η	λ	χо,
Пример 2	90	15	9	6	3	3	2,5	35

Методические указания к решению задачи 3

Решение этой задачи требует знания аэродинамических характеристик крыла и летательного аппарата. Перед решением задачи ознакомьтесь с программой (тема 1.2), рекомендуемой литературой по этому вопросу, ниже рассмотренному материалу и примером 3.

Основными аэродинамическими характеристиками крыла и летательного аппарата (рис. 1) являются графики зависимостей аэродинамических коэффициентов подъёмной силы и силы лобового сопротивления от угла атаки , и поляра самолета .

Рис. 1. Графики зависимостей , и

Из графиков определяем:

- угол атаки нулевой подъёмной силы;

- коэффициент максимальной подъёмной силы;

- критический угол атаки (угол атаки, при котором ;

- коэффициент профильного сопротивления (к графику проводим касательную, параллельную оси α),

- наивыгоднейший угол атаки в точке касания касательной, проведённой из начала координат к поляре самолёта.

По известным значениям , , определяем:

- аэродинамическое качество самолёта, ;

- коэффициент индуктивного сопротивления,

Задача 3. По данным продувки модели самолета в аэродинамической трубе построить графики зависимостей аэродинамических коэффициентов подъёмной силы и силы лобового сопротивления от угла атаки с_уа = f (α), с_ха = f (α) и поляру самолета (рекомендуемый масштаб α - 2º:1 см; - 0,02:1 см;

с_уa - 0,1:1 см).

Данные для задачи своего варианта взять из приложения 3.

Строить графики и можно раздельно, можно и совместить (рис. 2).

Определить:

- характерные углы атаки ;

- максимальное значение коэффициента подъемной силы ;

- значения и при = ;

- величину аэродинамического качества К;

- значения коэффициентов профильного и индуктивного сопротивления и на заданных углах атаки;

- максимальное значение аэродинамического качества .

Пример 3. Дано: значения и при заданных углах атаки (пример 3, приложение 3). Построить графики зависимостей , и .

Решение

Используя данные таблицы строим графики зависимостей , и поляру самолёта (рис.2).

По графикам определяем: ; ; α_кр = 16º, ;

α_нв = 4º. _.

По известным значениям , и , при заданных углах атаки, определяем значения аэродинамического качества и коэффициента индуктивного сопротивления:

, .

α= -2º , =0,017-0,016=0,001;

α= 0º , =0,020-0,016=0,004;

α= 2º , 0,025-0,0160=009;

α= 4º , 0,032-0,016=0,016;

α= 6º , 0,043-0,016=0,027;

…..

α= 12º , с_xi=0,09-0,016=0,074;

α= 18º , с_xi не определяем.

Результаты вычислений заносим в табл. 4.

Таблица 4

Расчетные значения , , и с_xi

Параметры	Числовые значения параметров
α	-2о	0о	2о	4о	6о	10о	14о	18о
сyа	0,09	0,22	0,35	0,475	0,60	0,855	1,05	1,0
сxа	0,017	0,02	0,025	0,032	0,043	0,072	0,110	0,162
K	5,29	11,0	14,0	14,39	13,95	11,87	9,54	6,17
сxi	0,001	0,004	0,009	0,016	0,027	0,056	0,094
α0 = -3,4º αнв = 4º αкр = 16º

=14,39 ; ; =0,475 ; 0,032.