Определение критического числа МахаКритическое число Маха самолета можно считать равным М кр крыла для нормальной аэродинамической схемы или М кр переднего горизонтального оперения (ПГО) в схеме «утка». Так как аэродинамические коэффициенты фюзеляжа в трансзвуковом диапазоне чисел Маха изменяются более плавно, чем соответствующие коэффициенты крыла или ПГО, то вполне допустимо пренебречь значением М кр фюзеляжа, меньшим по величине числа М кр крыла или ПГО Критическое число Маха крыла в основном зависит от толщины профиля, формы крыла в плане и от подъемной силы крыла (т.е. угла атаки), В соответствии с этим М крпредставляется в виде суммы: М кр = М кр прф + DМ кр l + DМ кр c (1.1) М кр прф – значение М крдля профиля крыла; DМ кр l, DМ кр c – дополнительные члены, учитывающие влияние удлинения и стреловидности крыла на величину М кр прф. Величину М кр прфпри заданном значении коэффициента подъемной силы можно оценить по формуле
Если расчет проводится для крыла удлинения l ³ 3 с изломом передней кромки при наплыве, составляющем менее 20% общей площади, то поправка DМ крlопределяется по удлинению базового крыла без учета наплыва с сохранением угла стреловидности консоли.
Рис 1.6а
Рис 1.6 б
|
(1.2)
– значение коэффициента подъемной силы крыла при заданном угле атаки, DМ кр l, DМ кр c определяются по графикам, представленным на рис.1.6,а,б при 
для крыльев большого удлинения и 
для крыльев малого удлинения (углы 
, 
определяются ниже). При определении поправки DМ кр c длякрыльев с изломом передней кромки и крыльев с криволинейнойпередней кромкой используется наименьшее значение угла стреловидности так как волновой кризис развивается именно на этой части крыла. Поправка DМ кр l длятаких крыльев икрыльев большого удлинения с прямолинейной передней кромкой, а задней кромкой с изломом, определяется по удлинению всего крыла.
