- •Самара, 2011
- •Введение
- •1. Формирование расчетной схемы самолета
- •2. Определение критического числа маха
- •3. Расчет полетной докритической поляры
- •3.1. Уравнение докритической поляры
- •3.2. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления самолета по коэффициентам сопротивления отдельных частей
- •3.3. Метод аналогии с плоской пластиной
- •3.4. Определение коэффициента минимального лобового сопротивления крыла, горизонтального и вертикального оперения
- •3.5. Определение коэффициента минимального лобового фюзеляжа и мотогондол
- •4. Расчет закритических поляр самолета
- •5. Построение характеристик подъемной силы
- •5.1. Немеханизированное крыло
- •Зависимость коэффициента k от сужения крыла
- •5.2. Построение взлетной и посадочной поляр
5. 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- поправочный коэффициент, учитывающий сужение крыла , задается таблицей 5.1, 0-угол стреловидность крыла по передней кромке.
Таблица 5.1.
Зависимость коэффициента k от сужения крыла
|
1 |
2 |
3 |
4 |
K |
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=0, - поправка, учитывающая влияние числа Маха на .
Коэффициент К определяется по формуле
,
где
y – 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 0.
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 y.
Рис. 5.3. Зависимость от положения максимальной толщины и параметра заострения y.
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 0 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, 0, входящий в формулу подставляется в градусах.
От угла нулевой подъемной силы 0 проводится прямая с углом наклона, равным до пересечения с ранее построенной прямой в точке B (см.рис.5.7.).
От точки В откладываются величины кр . Точка Е определяет нл , точка D соответствует критическому углу атаки кр. Значение кр определяется по рис.5.8 в зависимости от параметра заострения носка y.
Рис..5.8. Зависимость поправки 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 |
кр при отклонении на 10 град, град |
|
|
,град |
||
Простой |
0,25 |
60 |
-2,5 |
Щелевой |
0,25 |
50 |
-0,6 |
Закрылок Фаулера |
0,4 |
40 |
0,6 |
Двухщелевой |
0,4 |
45 |
-1 |
Трехщелевой |
0,45 |
50 |
0 |
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 cyamax на 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 0 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 cyamax в 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 |