Часть 2

Расчёт коэффициента подъёмной силы летательного

аппарата

1.Расчёт коэффициента подъёмной

силы изолированного крыла

При малых углах атаки коэффициент подъёмной силы плоских крыльев с симметричным профилем пропорционален углу атаки:

, (2.1)

где - производная от коэффициента подъёмной силы по углу атаки, зависящая главным образом от числа М и от формы крыльев в плане.

Производная является функцией:

(2.2)

Отношение определим по графику на рис.1.4 и затем по формуле (2.1) определим коэффициент подъёмной силы изолированного крыла.

2.Расчёт коэффициента подъёмной силы

изолированного фюзеляжа

Коэффициент подъёмной силы изолированного фюзеляжа, так же как и коэффициент подъёмной силы изолированного крыла, линейно зависит от угла атаки:

, (2.3)

где - производная коэффициента подъёмной силы изолированного фюзеляжа по углу атаки;

- угол атаки фюзеляжа, его можно принять равным геометрическому углу атаки, т.е. α_ф=α.

При дозвуковых скоростях полёта определённую роль в создании подъёмной силы корпуса играет его носовая часть. На больших скоростях полёта существенное влияние на оказывает и цилиндрическая часть корпуса, что касается хвостовой части, то её влияние на из-за разрастания и отрыва пограничного слоя весьма незначительно и им можно пренебречь. Тогда , значения производной с учетом цилиндрической части корпуса могут быть определены по экспериментальным и расчётным данным, обобщенным по параметрам:

и .

По рис.1.7 [1] и по формуле (2.3) произведём расчет .

3.Расчёт коэффициента подъёмной силы летательного

аппарата в целом

С учетом подъёмной силы корпуса и интерференции между крылом и корпусом производная всего летательного аппарата может быть определена по формуле:

, (2.4)

а коэффициент подъёмной силы всего летательного аппарата

, (2.5)

где K_инт - коэффициент интерференции;

- производная коэффициента подъёмной силы изолированного крыла, составленного из омываемых потоком частей;

- производная коэффициента подъёмной силы изолированного фюзеляжа;

S_ф - площадь миделевого сечения фюзеляжа;

S ´ - площадь омываемой потоком части крыла;

S – площадь всего крыла.

Результаты расчётов сведены в таблицу 1.

Таблица 1

M	0,4	0,8	1,2	1,5
	0,92	0,6	0,66	1,12	1,73	2,83	3,873
	3,15	2,05	2,26	3,83	5,92	9,68	13,25
	0,028	0,025	0,03	0,028	0,026	0,022	0,017
	0,095	0,085	0,102	0,095	0,088	0,075	0,058
	0,100	0,090	0,108	0,100	0,093	0,079	0,061
	0,184	0,12	0,132	0,224	0,346	0,566	0,7746
	0,0475	0,05205	0,05205	0,049	0,0056	0,0034	0,0025
		0,00204	0,00204	0,00192	0,00022	0,00013	0,00010
	0,102	0,92	0,110	0,102	0,093	0,079	0,061
	α=0º
α=2º	0,111	0,126	0,136	0,103	0,078	0,052	0,041
α=4º	0,223	0,253	0,272	0,205	0,157	0,103	0,083
α=6º	0,334	0,379	0,408	0,308	0,235	0,155	0,124

4.Определение критического числа М

Критическое число М может быть определено по формуле:

(2.6)

где - критическое число М профиля, определяется по графику рис.1.12 [1];

- поправка к М_кр, учитывающая конечность размаха крыла, определяется по графику рис.1.13 [1];

- поправка к М_кр, учитывающая стреловидность крыла, определяется по графику рис.1.14 [1];

k =0,97. Расчет М_кр оформим в таблицу 2.

Таблица 2

α	при М =0,4	дозвук.	дозвук.	при С_y =0	при С_y =0	при С_y =0
		0,745	0,671	0,745		0,1	0,7705
	0,111	0,745	0,671	0,745		0,1	0,7705
	0,223	0,73	0,657	0,745		0,1	0,757
	0,334	0,68	0,612	0,745		0,1	0,712