5 Взлетно-посадочные характеристики самолета.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета (уменьшения длины разбега и пробега, скорости отрыва и посадки, взлетной и посадочной дистанции) используются взлетно-посадочные устройства (ВПУ). ВПУ позволяют добиться увеличение подъемной силы и лобового сопротивления самолета. Основную часть ВПУ составляют механизация крыла и шасси самолета.

К средствам механизации относят различного типа закрылки, щитки и предкрылки, а также их комбинации, дающие наибольший эффект. Наиболее эффективными являются выдвижные многощелевые закрылки, при отклонении которых на определенный угол происходит некоторое увеличение кривизны профиля, площади крыла.

Предкрылки являются наиболее часто используемым типом механизации передней кромки крыла. Предкрылок представляет собой небольшой профиль с большой кривизной, который воспринимает большие силы разряжения на единицу площади и уменьшает их влияние на основной профиль.

Кроме эволюций механизации крыла на взлетно-посадочные характеристики самолета оказывает некоторое влияние близость земли.

Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета делится на два этапа: расчет характеристик подъемной силы и расчет взлетных и посадочных поляр.

Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета будем проводить, принимая число Маха на взлетно-посадочном режиме .

5.1 Расчет характеристик подъемной силы.

Данный расчет проводится как для взлета, так и для посадки, однако кривая для немеханизированного крыла одинакова для обоих режимов. Расчет кривой для механизированного крыла проводится для взлетного и посадочного режимов с использованием соответствующих углов отклонения элементов механизации.

5.1.1 Расчет характеристик подъемной силы для немеханизированного крыла.

Характеристикой подъёмной силы называется зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.

Определим для крыла максимальный коэффициент подъёмной силы

, (5.1)

где К - поправочный коэффициент, учитывающий сужение крыла , задаётся таблицей (5.1)[1]

=41º - угол стреловидности крыла по передней кромке.

=4,5 К=0,93 по рис.П2.19[2],

Из графических зависимостей для выбранного профиля крыла (NACA23012), в зависимости от числа Маха на взлетно-посадочном режиме , определяем производную коэффициента подъемной силы по углу атаки .

Кривая на линейном участке описывается уравнением

(5.2)

По Рис.П.2.21[2]. для =0,12

Определяя производную для крыла конечного размаха по формуле (5.3), получаем

(5.3)

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки строится по уравнению. Определяя из характеристик профиля угол нулевой подъемной силы , и преобразовывая выражение , получим

. (5.4)

у - параметр характеризующий заострение профиля.

Значение этого параметра зависит от толщины профиля =0,12,

А=27 для суперкритического профиля,

По рис.5.8[1] определим поправку в зависимости от параметра у и стреловидности крыла по передней кромке.

Строим характеристику подъёмной силы следующим образом: находим точку В пересечения линии значения и прямой графика характеристики; по обе стороны от этой точки откладываем значение (точки Е,D), точка D –значение критического угла атаки при ; криволинейный участок изображаем приближенно от точки F до точки D.