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

 

Таблица 5.1.

Зависимость коэффициента K_h 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 М_µ=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 с_уа() 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 Da_кр . Точка Е определяет a_нл , точка D соответствует критическому углу атаки a_кр. Значение Da_кр определяется по рис.5.8 в зависимости от параметра заострения носка Dy.

 

Рис..5.8. Зависимость поправки Da_кр. 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 c_yamaxна 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 с_уа() 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}+ _{0зак 2}. Определив _{0 зак}, отмечают эту точку на графике и проводят через нее прямую, параллельную линейному участку зависимости с_уа() немеханизированного крыла. Прирост с_уатах принимают равным 2/3 прироста с_уа на линейном участке. Верхнюю часть кривой строят примерно аналогичному участку кривой с_уа() 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 с_уа с увеличением угла атаки продолжает возрастать до нового значения с_уатах сначала по линейному, а потом по нелинейному закону. Критический угол атаки увеличивается.

Приближенно можно принять что предкрылок, установленный по всему размаху крыла, увеличивает c_yamaxв 1,5 раза; концевые предкрылки, установленные перед элеронами, не дают прироста c_yamax . 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 с_уа на линейном участке и уменьшению с_{уа max}. Величину с принимают независящей от близости земли. Значения прироста коэффициента подъемной силы с_{уа 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 с_{уа max} - максимальный коэффициент подъемной силы вдали от Земли, _{уа max} определяют по графику (рис. 5.11).

Скорректированные таким образом зависимости с_уа() принимают за окончательные и показывают сплошными линиями. Эти зависимости и определяют значения с_{уа 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 с_{уарасч в-п}= с_уаисх+0,5 с_уал, с_уал - прирост с_уа на линейном участке зависимости с_уа() с учетом Земли.

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

Здесь с_{ха min} – минимальный 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, с_{ха зак} 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 с_уа (), с_ха(с_уа) для докритического режима полета, взлета и посадки строят на общем графике.