8.3. Крыло конечного размаха в сверхзвуковом потоке

8.3.1. Определить угол атаки скользящего крыла, имеющего такой же С_уа, как у прямого крыла (=). М_ =1,8, =45^о, С_уа = 0,5.

8.3.2. Самолет массой 130000 кг летит горизонтально на высоте Н=14000 м со скоростью 736 м/с. Определить угол атаки и коэффициент момента треугольного крыла самолета, если S=250 м², l=25 м.

8.3.3. Во сколько раз изменится угол атаки прямоугольного крыла, если число Маха полета изменилось от 2 до 3, а С_уа остался неизменным, =2,5.

8.3.4. Определить С_уа^ треугольного крыла с =60^о при М_ =1,5 и 4. Найти С_у при  =5^о.

8.3.5. Как изменится подъемная сила треугольного крыла при М_ =2, если угол стреловидности увеличить от ₁ =45^о до ₂ =65^о, S₁ = S₂, ₁ =₂?

8.3.6. Найти отношение подъемной силы прямоугольного и треугольного крыльев, имеющих одинаковые площади в плане, угол атаки и размах, если .

8.3.7. Найти коэффициент подъемной силы и волнового сопротивления для пластинки со скольжением, если =60^о, М_ =3,  =6^о.

8.3.8. Определить центр давления прямоугольного крыла при .

8.3.9. Определить m_z и х_Д прямоугольного плоского крыла при  =2^о, если С_уа^=1,6; М_ =2,5; =2,5, профиль симметричный.

8.3.10. Найти m_z прямоугольного плоского крыла при =1,5, М_ =3,  =6^о.

8.3.11. Найти С_уа треугольного крыла с углом стреловидности  =45^о при =5^о для ; М_1 =1,2 и М_2 =2.

8.4. Механизация крыла

8.4.1. Крыло =4, =1, =0^о имеет С_уа^=3,5. Закрылки, установленные на этом крыле, создают приращение подъемной силы  С_уа=0,35. Определить приращение  С_уа от закрылков при изменении  до 45^о (С_уа^=2,8), если при этом изменение угла атаки  такое же, как и при =0.

8.4.2. Самолет массой 55000 кг имеет посадочную скорость 220 км/ч с отклоненными на 35^о закрылками. Какова будет посадочная скорость, если закрылки не выпущены?  =0,55. Площадь крыла 174 м².

8.4.3. У самолета ИЛ-18 при  ₃=0 и =5^о С_уа=0,6. Каков будет С_уа при  ₃=40^о и том же , если изменение угла нулевой подъемной силы составит _о=7,5^о.

8.4.4. Как влияет изменение стреловидности и удлинения крыла на эффективность щитков, если изменение угла атаки нулевой подъемной силы, составит _о=0,07рад. Параметры крыльев следующие:

1. ₁=5 ₁=0^о ₁=1 С_уа1^=4

2. ₂=5 ₂=60^о ₂=1 С_уа2^=2,6

3. ₃=2,5 ₃=0^о ₃=1 С_уа3^=3

4. ₄=2,5 ₄=60^о ₄=1 С_уа4^=2,2.

8.4.5. Модель прямоугольного крыла с размахом l=1 м и хордой 0,2 м имеет центральный щиток с относительным размахом l_щ / l=0,5 и относительной хордой b_щ / b=0,2. Найти подъемную силу этой модели во время продувки в аэродинамической трубе при V_ =40 м/с, =12^о и угле отклонения щитка _щ=25^о, если С_уа^=3,8 1/рад.

8.4.6. На самолете заменили щитки на щелевые закрылки тех же размеров и с тем углом отклонения. Как изменится посадочная скорость, если она была 240 км/ч? При _пос=13^о до замены С_уа =0,6, приращение С_ущ=0,28 при _щ=30^о.

8.4.7. На экспериментальном самолете с =7 испытывается закрылок со сдувом пограничного слоя. Определить С_уа при С_=0,04, 0,06, 0,1, 0,15 и ₃=40^о. Построить зависимость С_уа (С_).

8.4.8. Сравнить эффективность закрылков со сдувом пограничного слоя и реактивного закрылка (по С_уа) при одинаковых С_=0,1, угле отклонения закрылка ₃=40^о, угле струй к хорде =40^о, =7, (С_уа^) _С=0=5,73 1/рад, =5^о.