5. Расчетный диапазон углов атаки

Характер изменения коэффициента подъемной силы самолета от изменения углов атаки определяет диапазон расчетных углов . На рис 1.7, 1.8 приведены зависимости С_уа() для самолетов с крылом большого удлинения (рис. 1.7) и крылом малого удлинения (рис. 1.8)

Рис 1.6а

Рис 1.6 б

Для компоновки с крылом большого удлинения до углов атаки 15 - 18 зависимость С_уа() – линейная , что соответствует безотрывному обтеканию крыла. При  > _нc происходит срыв потока на подветренной части крыла и как следствие нарушение линейной зависимости коэффициента С_уа от угла атаки (_нс< _кр). При  = _кр достигается максимальное значение коэффициента подъемной силы С_уа= С_уаmax . При  > _кр срыв потока захватывает всю подветренную сторону крыла, коэффициент С_уа снижается.

Д

Рис 1.7

Рис 1.8

ля компоновки с крылом малого удлинения линейная зависимость С_уа наблюдается при углах атаки   _но (_но = 6-8 - угол начала отрыва потока). Дальнейшее увеличение углов атаки приводит к образованию на подветренной стороне сложного отрывно-вихревого течения, в результате которого несущие способности крыла с увеличением угла атаки возрастают. Зависимость С_уа() становится нелинейной до угла атаки  = _нc. Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к развитию разрушения вихревой структуры над крылом. Рост коэффициента С_уа снижается и при  = _кр коэффициент С_уа= С_уаmax. При этом критический угол атаки _кр для крыла малого удлинения выше чем _кр для крыла большого удлинения. Расчетный диапазон углов атаки определяет преподаватель – консультант в зависимости от учебного плана студента соответствующей специальности.

Раздел I Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.

В расчете принимаются углы атаки  = 0; 2; 4; 6 для компоновки с крылом малого удлинения и  = 0; 3; 6; 9 для компоновки с крылом большого удлинения. Указанный расчетный диапазон углов атаки соответствует линейной зависимости коэффициентов подъемной силы , момента тангажа , от угла атаки. Поэтому рассчитываются производные этих коэффициентов от угла атаки – , самолета.

2. Определение коэффициента подъемной силы самолета

производная коэффициента подъемной силы самолета определяется по соотношению:

(2.1)

Здесь производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки, соответственно, изолированного фюзеляжа, изолированных консольных частей крыла, горизонтального оперения, изолированных мотогондол и других элементов конструкции самолета, при обтекании которых может возникать подъемная сила;

- коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем;

- коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого-либо элемента конструкции самолета;

- коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно.

В этой формуле коэффициент отнесен, согласно ГОСТу, к площади крыла с подфюзеляжной частью – S:

Коэффициенты изолированных частей , , отнесены соответственно, к характерной площади фюзеляжа (площадь сечения миделя – S_ф), площади консолей крыла – S_ккр, ГО – S_кго. Сложение аэродинамических коэффициентов разных частей самолета можно проводить в том случае, если они отнесены к одной площади. Поэтому в формуле 2.1 коэффициенты изолированных частей самолета умножаются, соответственно, на отношения

, ,.