ТОП 10:

ПОСТРОЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ



 

5.1. Немеханизированное крыло

Характеристикой подъемной силы называется зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Построение проводится в следующей последовательности. Для крыла большого удлинения максимальный коэффициент подъемной силы крыла может быть определен по приближенной формуле

,

где Kh- поправочный коэффициент, учитывающий сужение крыла h, задается таблицей 5.1, c0-уголстреловидность крыла по передней кромке.

 

Таблица 5.1.

Зависимость коэффициента Kh от сужения крыла h

h
Kh 0,9 0,94 0,93 0,93

 

Приближенно можно принять

Более точно коэффициент можно определить следующим образом. Коэффициент крыла представляется в виде

,

где значение коэффициента максимальной подъемной силы профиля; K – коэффициент, учитывающий влияние формы крыла в плане на при числе Мµ=0, - поправка, учитывающая влияние числа Маха на .

Коэффициент К определяется по формуле

,

где

Dy – параметр, характеризующий заострение профиля.

Значение этого параметра зависит от относительной толщины профиля ,

Значения множителя А, входящего а формулу зависит от типа профиля и равно А=27 для суперкритического профиля, А=11,75 для двояковыпуклого профиля, А =22 для профилей NACA 63 серии.

Коэффициенты А1 и В учитывают влияние формы крыла в плане, определяются по рис. 5.2.

 

Рис.5.2. Зависимость коэффициентов А1 и В от стреловидности крыла по передней кромке c0.

 

 

Коэффициент , зависящий от формы профиля представляется в виде суммы

,

где - максимальный коэффициент подъемной силы симметричного профиля, определяемый по рис.5.3. в зависимости от положения максимальной толщины и параметра заострения Dy.

 

 

Рис. 5.3. Зависимость от положения максимальной толщины и параметра заострения Dy.

 

Приращение , учитывающая влияние кривизны профиля , определяется по рис.5.4.

 

 

Рис.5.4. Зависимость приращения от кривизны профиля

 

Приращение , учитывающее влияние числа Маха подсчитывается по формуле

где коэффициенты С1 и D определяются по рис.5.5 (а,б). Стреловидность по передней кромке c0 подставляются в градусах.

 

а) б)
Рис.5.6. Зависимость коэффициентов С1 и D, учитывающих влияние числа Маха на приращение .

 

После определения максимального коэффициента подъемной силы крыла проводится прямая, параллельная оси абсцисс (см. рис. 5.7.)

Рис.5.7. Построение характеристики подъемной силы.

 

Кривая суа( ) на линейном участке описывается уравнением

.

Производную для крыла конечного размаха вычисляют по формуле

 

где производную берут из характеристик профиля. Если она дана в размерности 1/рад, то делают пересчет по формуле.

Угол стреловидности по четверти хорд, c0, входящий в формулу подставляется в градусах.

От угла нулевой подъемной силы a0 проводится прямая с углом наклона, равным до пересечения с ранее построенной прямой в точке B (см.рис.5.7.).

От точки В откладываются величины Daкр . Точка Е определяет aнл , точка D соответствует критическому углу атаки aкр. Значение Daкр определяется по рис.5.8 в зависимости от параметра заострения носка Dy.

 

Рис..5.8. Зависимость поправки Daкр. от стреловидности крыла по передней кромке

 

На нелинейном участке значение угла атаки может быть определена по формуле

где

,

- значение коэффициента подъемной силы в конце линейного участка.

 

 

Механизированное крыло

Закрылки

Эффективность механизации, расположенной на задней кромке, зависит от типа механизации; относительной хорды; угла отклонения; площади крыла, обслуживаемой механизацией , смещения закрылка вдоль хорды. Последний фактор может быть частично учтен соответствующим увеличением площади.

 

Рис.5.8.  

Эффективность различных типов закрылков возрастает до некоторых предельных значений их относительных хорд и углов отклонений. От типа закрылков зависит величина критического угла атаки. Ориентировочные значения указанных параметров приведены в табл. 5.1.'

Таблица 5.1.

Тип закрылка Предельные значения Daкр при отклонении d на 10 град, град
,град
Простой 0,25 -2,5
Щелевой 0,25 -0,6
Закрылок Фаулера 0,4 0,6
Двухщелевой 0,4 -1
Трехщелевой 0,45

Можно считать, что щитки уменьшают критический угол атаки на 3 градуса независимо от угла отклонения щитка.

Двухщелевые закрылки и закрылки Фаулера увеличивают подъемную силу на линейном участке характеристики подъемной силы примерно одинаково. Трехщелевой закрылок дает прирост cyamaxна 30% больше, чем двухщелевой. Прирост коэффициента подъемной силы профиля на линейном участке определяется по рис.5.9.

  Рис.5.9. Определение приращения подъемной силы и сопротивления механизации: 1-щиток, 2-просстой закрылок, 3 – однощелевой закрылок, 4 – двухщелевой закрылок, 5-закрылок Фаулера, 6 – возрастание аэродинамической эффективности и сложности.  

Увеличение коэффициента подъемной силы крыла на линейном участке будет меньше, чем профиля. Это можно учесть по формуле

,

Здесь - угол стреловидности по оси вращения закрылка, - безразмерная площадь обслуживаемая закрылками, отнесенная к площади крыла вычисляется по формуле

где определяется с помощью рис.5.8.

Приближенно можно принять, что при отклонении закрылков и щитков наклон кривой суа( ) такой же, как и для немеханизированного крыла. Изменяется только угол нулевой подъемной силы , где 0- угол нулевой подъемной силы немеханизированного крыла;

Изменение угла нулевой подъемной силы равно

где соответствует немеханизированному крылу.

Если крыло имеет излом в области расположения закрылков, то величину 0 зак определяют для каждой секции отдельно и затем алгебраически суммируют: 0зак= 0 эак1+ 0зак2. Определив 0 зак, отмечают эту точку на графике и проводят через нее прямую, параллельную линейному участку зависимости суа( ) немеханизированного крыла. Прирост суатах принимают равным 2/3 прироста суа на линейном участке. Верхнюю часть кривой строят примерно аналогичному участку кривой суа( ) для немеханизированного крыла. Значения кр определяются с учетом смещения, определяемого таблицей 5.1

Характеристики крыла с отклоненными закрылками строят для взлетного и посадочного режимов. Их отличие определяется различием в углах отклонения закрылков. Если в описании самолета эти углы не приведены, их принимают ориентировочно с помощью таблицы 5.1, имея в виду, что угол отклонения закрылков при взлете вдвое меньше, чем при посадке.

 

Предкрылки

 

Для передней кромки наиболее распространенный тип механизации - предкрылок. Если предкрылок автоматический, то при нл он прижат к основной части крыла и не изменяет характер течения линейного участка, угол нулевой подъемной силы a0 не меняется. При > нл предкрылок отходит от крыла, предотвращая отрыв потока, и суа с увеличением угла атаки продолжает возрастать до нового значения суатах сначала по линейному, а потом по нелинейному закону. Критический угол атаки увеличивается.

Приближенно можно принять что предкрылок, установленный по всему размаху крыла, увеличивает cyamaxв 1,5 раза; концевые предкрылки, установленные перед элеронами, не дают прироста cyamax . При произвольном размахе предкрылков прирост подъемной силы можно оценить линейной интерполяцией

где - относительный размах предкрылков;

- относительный размах элеронов;

- максимальный коэффициент подъемной силы немеханизированного крыла.

Отклоняющийся носок увеличивает крыла при углах отклонения меньше 40° на величину

Влияние близости земли на характеристики подъемной силы механизированных крыльев сводится к увеличению суа на линейном участке и уменьшению суа max. Величину с принимают независящей от близости земли. Значения прироста коэффициента подъемной силы суа зем на линейном участке определяют по графику (рис.5.10).

Рис.5.10. Прирост коэффициента подъемной силы на линейном участке от близости земли и определения величины

 

 

Уменьшение максимального коэффициента подъемной силы вблизи земли оценивают формулой

где суа max - максимальный коэффициент подъемной силы вдали от Земли, уа max определяют по графику (рис. 5.11).

Скорректированные таким образом зависимости суа( )принимают за окончательные и показывают сплошными линиями. Эти зависимости и определяют значения суа max и кр самолета в условиях взлета и посадки.

Рис.5.11. Уменьшение максимального коэффициента подъемной силы вблизи земли

 

 

5.2. ПОСТРОЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ И ПОСАДОЧНОЙ ПОЛЯР

Взлетную и посадочную поляры строят по уравнению

 

где суарасч в-п= суаисх+0,5 суал, суал - прирост суа на линейном участке зависимости суа( ) с учетом Земли.

Величину минимального коэффициента лобового сопротивления на режимах взлета и посадки вычисляют по формуле

Здесь сха minминимальный коэффициент лобового сопротивления самолета для крейсерского режима полета. Сопротивление выпущенного шасси берется по статистике

 

 

Величину дополнительного сопротивления от отклоненных закрылков, расположенных по всему размаху крыла, схазак определяют по графику (рис. 5.9). Сопротивлением предкрылков в первом приближении пренебрегают.

Эффективное удлинение крыла вблизи Земли определяют по формуле

где - отношение расстояния 1/4 средней аэродинамической хорды крыла до Земли к размаху крыла. Зависимости суа ( ), схауа) для докритического режима полета, взлета и посадки строят на общем графике.

 

 

 







Последнее изменение этой страницы: 2017-02-17; Нарушение авторского права страницы

infopedia.su Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Обратная связь - 3.234.241.200 (0.009 с.)