Исходные данные для расчета. Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и крыла

Исходные данные для расчета определяются следующими характе­ристиками профиля и крыла. Аэродинамические характеристики обычных профилей можно найти в работах [4, 6, 7, 8]. Некоторые сведения по аэродинамическому проектированию крыльев современных дозвуковых самолетов изложены в работах [1, 3, 9]. Метод расчета аэродинамических характеристик сверхзву­ковых самолетов можно найти в учебных пособиях [10, 11].

Переход от аэродинамических характеристик крыла к характеристикам самолета можно выполнить, используя методику [1, 3, 11].

1. Параметры профиля задаются следующими величинами (при числе Маха = 0, 2 и некотором значении числа Рейнольдса Re_¥ = Re₁):

- тип профиля (обычный, суперкритический);

- относительная кривизна или %;

- относительная толщина или %;

- угол нулевой подъемной силы , град;

- критический угол атаки , град;

- максимальный коэффициент подъемной силы ;

- минимальный коэффициент лобового сопротивления ;

- производная коэффициента подъемной силы по углу атаки .

Например, для профиля NACA 4412 имеем % = 12%; % =30%; % = 4%; ; ; =5, 5 1/рад; =1, 52; = 0, 0068; =13°.

2. Параметры крыла:

- корневая хорда крыла , м;

- концевая хорда крыла , м;

- удлинение крыла ;

- сужение крыла ;

- угол крутки концевого сечения крыла , град;

- угол стреловидности , град;

- размах крыла , м.

Параметры потока задаются на режиме крейсерского полета величинами:

- число Маха М _крейс;

- скорость звука a, м/с;

- коэффициент кинематической вязкости n, м²/с;

- высота полета Н.

3. С помощью формулы (по заданному углу ) определяются углы стреловидности по линии 0, 5 хорды (m = 0, 5) и по линии максимальных толщин (m = = (%)/100). Расчет этих углов производится после определения угла

.

5. Задаются числа Маха, например,

= 0, 2; 0, 85.

6. Вычисляются значения чисел Рейнольдса

,

где , [м];

, 1/м; H - высота полета в км. Формула справедлива при км.

7. Расчет зависимостей и производится для серии заданных углов атаки a в диапазоне , град, где - угол нулевой подъемной силы крыла, - критический угол атаки крыла. Величины и - определяются в процессе расчета (см. п.3.2 и п.3.3).

Шаг по углу атаки определяется выражением

,

где - число расчетных точек. Таким образом, расчет производится при следующих значениях угла атаки

- угол атаки в градусах .

При расчетах без использования компьютера минимальное количество углов атаки, для которых задается расчет, равно трем: , , (определение угла в п.3.5).