Скос потока

Влияние системы «первая несущая поверхность – корпус» на вторые несущие поверхности сказывается двояко. Во-первых, вторые несущие поверхности попадают в аэродинамический след и скорость потока, набегающего на них, будет меньше скорости невозмущённого течения. Во-вторых, оперение обтекается сплошным потоком, что вызывает уменьшение эффективного угла атаки вторых несущих поверхностей.

Скос потока связан с возникновением подъёмной силы и образованием вихревой пелены, которая создаёт вертикальные скорости , отклоняющие невозмущённый поток на угол скоса .

Интенсивность вихревой пелены зависит от угла , числа М, геометрических параметров крыла, а также от интерференции между первыми несущими поверхностями и корпусом. Крыло, присоединённое к корпусу, сильнее скашивает поток, так как в этом случае оно обладает большей подъёмной силой, чем изолированное крыло. Следовательно, интенсивнее будет сбегающая с крыла вихревая пелена, а также скос потока от этой пелены.

Непосредственно за крылом вихревая пелена начинает деформироваться, постепенно сворачиваясь в вихревые жгуты. Поэтому в ряде случаев для расчёта скоса потока используется модель П-образного вихря. Интенсивность циркуляции П-образного вихря равна циркуляции в корневом сечении крыла, а из условия равенства подъёмной силы этого вихря и исходного крыла определяется расстояние между свободными вихрями.

Скос потока при сверхзвуковых скоростях полёта имеет ряд особенностей, связанных с учётом существования областей влияния, ограниченных конусами Маха (в линеаризованном потоке), выходящими из источников возмущений. Если передние кромки крыла дозвуковые, то скос потока будет иметь место во всей области течения за крылом. При сверхзвуковых передних кромках вихревая пелена будет сходить только с тех участков крыла, которые попадают внутрь конусов Маха, выходящих из точек излома контура первых несущих поверхностей

При сверхзвуковых скоростях полёта используют приближённый метод расчёта потока, заменяя как в случае дозвукового течения воздействие первых несущих поверхностей на поток влияние эквивалентного П-образного вихря.

Для данного ЛА скос потока будет увеличиваться до числа М=1.2, при дальнейшем увеличении числа М скос потока будет уменьшаться.

2.3.3.Производная коэффициента подъёмной силы ЛА по углу атаки.

Подъёмную силу и продольный момент корпуса удобно представить суммой, содержащие слагаемые, создаваемых носовой, цилиндрической и кормовой частями. Для их производных будем иметь:

,

где , и – производные от коэффициентов подъёмных сил носовой, цилиндрической и кормовой частей корпуса по углу атаки; , и – положения фокусов этих частей.

По теории тонкого тела подъёмная сила корпуса при малых углах атаки создаётся только на тех участках, где изменяется площадь поперечного сечения . т. е. при . При положительном угле атаки на носовой и расширяющейся кормовой частях () создаётся положительная подъёмная сила, а на сужающейся кормовой части () – отрицательная. На цилиндрической части () подъёмная сила не создаётся.

Для данного ЛА распределение коэффициента подъёмной силы от угла атаки следующее (при М=2.4)

Основную роль в формировании оказывают вторые несущие поверхности , затем первые

, тело

Наибольший вклад в подъёмную силу ЛА вносит корпус , затем вторые несущие поверхности и первые .