Аэродинамическая компоновка и аэродинамические характеристики учебно-боевого самолёта

Первый вопрос:
Коэффициент подъёмной силы (Су). Зависимость Су от угла атаки (α) и числа М.

Аэродинамические характеристики (АХ) подразделяются на продольные, определяющие продольное движение самолета, и на боковые, рассматривающие моменты и силы, возникающие при скольжении и при управлении самолетом по крену и рысканию.
Основные летные характеристики самолета зависят от продольным АХ. К этим характеристикам, в первую очередь, относятся зависимости аэродинамических коэффициентов подъемной силы Суа, силы лобового сопротивления Сха и момента тангажа mz от таких параметров, как число М, угол атаки а, углы отклонения органов механизации, а также рулевых поверхностей.

Продольные аэродинамические силы, действующие на самолет, обычно определяются в скоростной системе координат и связаны с аэродинамическими коэффициентами с помощью следующих соотношений:
- сила лобового сопротивления Ха=CxaqS;
- подъемная сила Ya =CyaqS;
- момент тангажа Мz =mzqSbA.

Боковые аэродинамические коэффициенты сил и моментов обычно рассматриваются
в связанной системе координат
и определяются следующим образом:
- поперечная сила Z = CzqS;
- момент крена Мх - mxqSl;
- момент рыскания Му =myqSl.

Cya,Cxa,Cz, mz, mх, mу — коэффициенты соответствующих сил и моментов;
S = 23,522 м2 — расчетная площадь крыла;
bA = 2,7096 м — САХ крыла;
l = 9,84 м — размах крыла;
q = 0,5 pHV2 — скоростной напор;
рн — плотность воздуха на заданной высоте Н;
V — скорость полета.

Характер протекания зависимостей производной Су по α и Су при нулевом угле атаки связан с влиянием сжимаемости потока при увеличении числа Маха и развития сверхзвукового обтекания над верхней поверхностью крыла.

При анализе протекания зависимостей mz(а) следует отметить, что имеет место увеличение роста отрицательных значений коэффициента момента тангажа и роста продольной устойчивости самолета начиная с углов атаки начала развития срыва потока на консолях крыла, что проявляется в уменьшении наклона зависимостей Суа(а) и падении местных значений производных Cya(a). Такой характер протекания зависимостей mz(а) свидетельствует о рациональной компоновке самолета, а именно крыла, его наплыва и горизонтального оперения.

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

Из приведенных зависимостей следует, что выпуск механизации крыла во взлетное (δн/δ3 = —20°/20°) и посадочное (δн/δ3 = -20°/40°) положения приводит к увеличению коэффициента подъемной силы на взлетно-посадочных углах атаки, а значит, способствует обеспечению требуемых скоростей на этапах взлета и посадки.

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки
во взлетно-посадочной конфигурации самолета.

Прирост коэффициента подъемной силы
за счет экранного эффекта близости земли.

Влияние экрана на зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки

Второй вопрос:
Коэффициент лобового сопротивления Сх. Влияние различных факторов на зависимость Сх(α).
.

Коэффициента лобового сопротивления Сх0 при нулевой подъемной силе
при различном положении носков крыла.

Зависимость изменения коэффициента лобового сопротивления от числа Re.

Зависимость изменения коэффициента лобового сопротивления от числа М
и угла атаки при δтщ = 450.

Третий вопрос:
Влияние различных факторов на аэродинамическое качества самолёта.

Из графиков видно, что своевременное (по а и М) откло­нение носков крыла приводит к повышению аэродинамического качества за счет снижения индуктивной составляющей коэффи­циента лобового сопротивления при больших углах атаки и, соот­ветственно, величинах Суа.
Максимальное аэродинамическое ка­чество достигается при наивыгоднейшем угле атаки
анв.
Как сле­дует из графика значение наивыгоднейшего угла атаки при убран­ных носках изменяется от ≈ 7 до 5° при увеличении числа Маха от 0,2 до 0,9.
При отклонении носков аэродинамическое качество су­щественно возрастает при углах атаки, больших 10°

Аэродинамическое качество при выпуске закрылков уменьшается
до ≈7,8 при взлётной конфигурации и до ≈5,6 при посадочной конфигурации

Влияние экрана на зависимости аэродинамического качества
от угла атаки при посадочной конфигурации

Балансировочное значение аэродинамического качества.
Таблица 1.5 Значения наивыгоднейшей скорости.

Балансировочное значение аэродинамического качества
во взлетно-посадочной конфигурации.

Четвёртый вопрос:
Влияние различных факторов на поляру самолёта.

Поляра самолета при взлетной и посадочной конфигурациях профиля крыла.

Поляра самолета в крейсерской конфигурации.