Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов

-23- где af-""' ° - член, соответствующий нулевой точке разложения, т.е. угол атаки рассматриваемого сечения невращающегося крыла. Приравняв (1.14) и (1.15), получим Aaf--"' = - « " ) + ( 1 . 1 6 ) где - а . ) и дсо^ X Q},-0 со^ - приращения угла атаки се­ чения невращающегося крыла соответственно от скольжения и уг­ ловой скорости при данном скольжении |3. Такое представление Aaf'"' позволяет использовать методику расчета угла атаки сечения крыла, рассмотренную Т.К. Сиразетдиновым [10]. В соответствии с расчетными соотно­ шениями данной работы методом последовательных приближений проведен расчет распределения угла атаки по размаху реального крыла (х=30°; \=5,67; ri^=l,83; зависимость = /(а)при Re=2,44-10 ® заимствована из работы [10] при наличии скольжения и вращения его вокруг продольной оси). Его результаты показы­ вают [И], что приращения Aaf' ®-*' по разные стороны от продоль­ ной оси противоположны по знаку, а в симметричных сечениях крыла г иу с точностью не хуже 8-4-10% равны по величине, т.е. (1.17) Хотя сама по себе величина 8-7-10% незначительная, однако определение даже с такой степенью точности позволяет по­ высить эффективность систем обеспечения безопасности полета на предельных режимах, В частности, представление угла атаки сече­ ния крыла в виде (1.17) позволяет легко выделить и определить ве­ личину приращения Aaf-'"' как А а " - ( 1 . 1 8 ) С точки зрения безопасности полета практический интерес представляют характерные сечения, где приращения Аа^'®' мак­ симальны, так как срыв потока в этих сечениях крыла означает на­ ступление критического режима. Тогда текущее значение кри