Аэродинамика самолета аэродинамические силы обтекание тел воздушным потоком
жүктеу/скачать 0.51 Mb. Pdf көрінісі
|
- Бұл бет үшін навигация:
- АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА , 1 θ tg K Cx Cy = = (2.22)
- Рис. 31 Поляры самолета для различных чисел М Критический угол атаки самолета ( α крит )
| Наивыгоднейший угол атаки (
α наив ) соответствует наибольшему значению аэродинамического качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. А так как АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА , 1 θ tg K Cx Cy = = (2.22) то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла. Из этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°. Рис. 31 Поляры самолета для различных чисел М Критический угол атаки самолета ( α крит ) по своей величине не отличается от величины этого же угла для крыла. На Рис. 29 изображены поляры самолета в трех вариантах: - закрылки убраны; - закрылки выпущены во взлетное положение ( δ 3 = 20°); - закрылки выпущены в посадочное положение ( δ 3 = 45°). Выпуск закрылков во взлетное положение ( δ 3 = 15- 25°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Су макс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков (или щитков) во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%. При выпуске закрылков (или щитков) в посадочное положение ( δ 3 = 45 - 60°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество значительно уменьшается. Но это обстоятельство используется как положительный эксплуатационный фактор - увеличивается крутизна траектории при планировании перед посадкой и, следовательно, самолет становится менее требователен к качеству подходов в створе посадочной полосы. Ранее нами были рассмотрены поляры крыла и самолета для таких скоростей полета (чисел М), когда влиянием сжимаемости можно было пренебречь. Однако при достижении таких чисел М, при которых сжимаемостью уже нельзя пренебречь (М > 0,6 - 0,7) коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления нужно определять с учетом поправки на сжимаемость. , 1 2 ∞ − = М Cy Cy несж сж (2.23)
сж - коэффициент подъемной силы с учетом сжимаемости; Су несж - коэффициент подъемной силы несжимаемого потока для того же угла атаки, что и Су сж . До чисел 7 , 0 6 , 0 − ≈ М все поляры практически совпадают, но при больших числах М они начинают смещаться вправо и одновременно увеличивают наклон к оси С жүктеу/скачать 0.51 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|