Механизация задней кромки крыла

Высокие несущие свойства пассажирских самолетов на взлетно — посадочных режимах полета обеспечиваются применением мощной механизации задней кромки крыла в виде выдвижных щелевых закрылков. При отклонении закрылков на стреловидном крыле большого удлинения, как и в плоском случае на профиле, увеличение Сушах сеч свявано С УВЄЛИЧЄНИЄМ Сушах СЄЧЄНИЯ Крыла И Сушах сеч закрылка. Исследования показали, что Сусеч закрылка мало изме­няется по углу атаки крыла, а Сушах сечения стреловидного крыла пропорционально Су закрылка, И зависимость Сушах сеч = /(АСу(о=о)) линейна. Стреловидность крыла вносит изменение в угол наклона этой зависимости, которая является функцией размаха крыла, рис.3.11,3.12.

Одним из основных критериев при оценке эффективности механизации задней кромки является приращение максимальной подъемной силы:

А Сушах = СушахС&^О) Сут з=0)

Однако величина коэффициента Сушах зависит также от многих факторов, не свяванных непосредственно с механизацией: числа Re, шероховатости и волнистости поверхности, условий эксперимента и др. В то же время приращение коэффициента подъемной силы от отклонения закрылка при угле атаки о=0 в меньшей степени зависит от этих факторов и определяется в основном геометрическими пара-

Рис. 3.11. Влияние отклонения закрылков^ з=46°)на прирост коэффициента подъемной силы в бортовых (і=0Д9), центральных(5^0,63)и концевых сечениях(2= 0,9)стреловид­ного крыла Я=35°, А=7.8 и закрылка-ЛС,=/(й)

метрами закрылка и его формой. Кроме того, при о=О крыло • обтекается безотрывным потоком и, следовательно, изменение аэродинамических характеристик при о=0 связано с обтеканием самого закрылка. Практически по характеру изменения зависимости АСу(о=о) = /(&) можно судить об обтекании закрылка так же, как об обтекании крыла по зависимости Су=/(а),рис.3.13. Вместе с тем наличие прямой зависимости Сушах крыла с закрылками от приращения коэффициента подъемной силы делает возможным использование для оценки эффективности закрылков величины

________________ I_____________

г0 1,0 0) Рис. 3.12. Линейная зависимость Сушах стреловидного крыла X— 35", Л=7,8 от прироста A Q, за счет отклонения закрылка в сечениях вдоль размаха 2=0,19* 0,63* 0.9

ЛС>(о = 0), рис.3. 14. Увеличения эффективности закрылка можно достигнуть путем применения системы управления пограничным слоем на закрылке; обдува закрылка потоком с большей скоростью, чем скорость набегающего потока; применения к однощелевому закрылку принципа закрылка и предкрылка, что является основанием для разработки многощелевых закрылков различных видов, представленных на рис.3.15 и исследованных на прямоугольном крыле с эффективным удлинением Л эф=5.

Рис. 3.14. Зависимость Сушах=/(А Су ( а=0))прямого крыла 2=0, Л = 5 от прироста коэффициента подъемной силы при отклонении однощелевых, двух, трех и четырехщелевых выдвижных закрылков различного вида

ОШщслеІой J о крыло* Рис. 3.15. Модель прямого крыла 2~~0, Л эф—5 с концевыми шайбами и различными видами выдвижных щелевых закрылков Результаты экспериментальных исследований показали, что рассмотренные виды многощелевых закрылков образуют единую линейную зависимость Сушах — /(ЛСу(а—0)). Диапазон возможных

значений Сутвх крыла при различных углах отклонения звеньев закрылка ограничен максимальным приращением А Сушах= /(ЛСу(а=0)), (рис. 3.14).

Применение многощелевых закрылков позволяет увеличить диапазон значений Су и ЛСу(а=0), при которых коэффициент сопротивления не увеличивается из-за отрыва потока на закрылке, рис. 3,13.

Отмеченные выше закономерности изменения аэродинамических характеристик прямоугольного крыла с многощелевыми закрылками характерны для стреловидных и сверхкритических крыльев большого удлинения с закрылками по части задней кромки крыла. Систематические исследования выдвижных закрылков различных видов на стреловидных крыльях(*=25°-г35°)пассажирских самолетов позволили установить следующее.

При малых углах отклонения выдвижных закрылков( 3 ~ 15° — г 25°), при которых еще не наблюдается отрывной характер их обтекания, прирост дополнительной подъемной силы от одно-двух-и. трехщелевых закрылков различается незначительно, рис. 3.16. При этих значениях угла отклонения закрылка отрабатывается механизация крыла для достижения максимального аэродинамического качества пассажирских самолетов на режимах взлета. Исследования показали, что однощелевые выдвижные закрылки в большей степени способствуют уменьшению сопротивления при заданной подъемной силе вследствие минимального профильного и поверхностного сопротивления трения омываемой поверхности.

Дополнительные щели на выдвижном закрылке приводят к заметному повышению подъемной силы крыла в случае 30°, при которых возникает срыв потока на закрылке, рис. 3.16. При углах отклонения выдвижного закрылка 8 35°-г 40° немаловажное

значение имеет вид двухщелевого закрылка. Исследования показали, что эффективность обычного двухщелевого закрылка можно значительно увеличить, выполнив первое его звено-дефлектор—в виде предкрылка. В этом случае безотрывное обтекание второго основного звена двухщелевого закрылка можно обеспечить до больших углов его отклонения и тем самым заметно увеличить

Х=35°; Я = 8,5; >/» 3,0 /" =0,65 Ь =0,4 Рис. 3.16. Зависимость прироста коэффициента подъемной силы от угла отклонения одно, двух и трехщелевых выдвижных закрылков на стреловидном крыле Я —35Л = 8,5 при а=:0(эффект щели)

Рис. 3; 17. Зависимость прироста коэффициента подъемной силы от угла отклонения однощелевых, двухщелевых закрылков с неподвижным и подвижным дефлектором (эффект предкрылка-дефлектора)

подъемную силу. При малых углах отклонения закрылков (8 з <30°) аналогочно эффекту предкрылка при малых углах атаки( а = 0)крыла приращение подъемной силы от применения закрылков с дефлектором заметно снижается(рис. 3.17).

Повышения подъемной силы на посадочных режимах можно достичь путем применения так называемой изменяемой кривизны закрылка или дифференциального отклонения его звеньев. Как видно из рис.3.18, приращение коэффициента подъемной силы существенно зависит от степени“искривления”закрылков, и можно всегда выбрать необходимое дифференциальное отклонение отдельных звеньев закрылков, чтобы удовлетворить требованиям обеспечения необходимой подъемной силы на режимах посадки. Отметим. что при этом повышение коэффициента подъемной силы достигается снижением аэродинамического качества, поэтому на пассажирских самолетах используются трехщелевые выдвижные закрылки с тремя подвижными звеньями: на режимах взлета при малых углах отклонения) 8 з ~ 15°) они используются как однощелевые или двухщелевые при небольшом дифференцированном отклонении двух последних звеньев (основного звена на з=7° и хвостика на 8 з. хв.~ 7°), рис.3.19, а на режимах посадки при полном раздвижении трех звеньев и полном выдвижении(откате)трехщелевые закрылки отклоняются на сравнительно большие углы) (S’ З=33°)(рис. 3.20). Сопоставление трехщелевых выдвижных закрылков двух видов, приведенных на рис. 3.19 и 3.20, показывает, что выполнение первого звена закрылка в виде предкрылка(сравнительно тонкого искривленного дефлектора)целесообразно на режимах посадки и менее эффективно при малых углах отклонения закрылков) £ з— 15-г-20°)на взлетных режимах. Выбор закрылков того или иного вида является комплексной задачей и всегда подчинен конкретным требованиям эксплуатации самолета.

На рис.3.21 приведены зависимости Cy=f(a) для самолета со стреловидным крылом Я=35°, А = 7 с различными видами выдвижных закрылков в посадочной конфигурации: двухщелевыми, трехщелевыми с жестким и подвижным дефлектором, а также подвижным и отклоняемым хвостиком. Результаты исследований

Рис. 3.18. Зависимости прироста коэффициента подъемной силы от изменяемой кривизны двух и трехщелевых выдвиж­ных закрылков

показали, что применение трехщелевых выдвижных закрылков е подвижным(управляемым)дефлектором и выдвижным отклоняемым третьим звеном позволяет обеспечить высокие несущие характеристики самолету в посадочной конфигураций Сушах ~ 2,65) при числах Re«3,6*106. Наличие этой механизации на стреловидном

Рис. 3.19. Зависимость Су —

/(or), K~f(Cy)для модели самолета с крылом *=37,5%

Л=7 с двухщелевым (&i=

(5‘з2=7с,)и трехщелевым, переменной кривизны, выдвижным закрылком

крыле при посадочных углах атаки а = 9°-г 10° обеспечивает увеличение коэффициента подъемной силы крыла примерно в 2,5~3 раза. Отказ от управляемого дефлектора и применение дефлектора, жестко связанного с основным звеном закрылка, приводит к более простой конструкции трехщелевого закрылка, но ценой снижения Л Сушах на 0,1-г0,12 и к такому же уменьшению коэффициента подъемной силы на посадочных углах атаки(а = 8° — г 10°). Еще более заметное снижение Сушах (А Сушах ~ 0,15) и коэффициента подъемной силы на посадочных углах атаки приводит к отказу от применения выдвижного отклоняемого звена или применения на этих режимах двухщелевых закрылков. На режимах взлета, при малых углах отклонения закрылков(8 з ^25°), используются двухщелевые

и трехщелевые закрылки при небольших углах отклонения третьего звена закрылка-хвостика. На этих режимах оптимальная конфигурация механизации крыла выбирается не только с целью обеспечения заданной длины взлетной полосы, но и требуемого угла наклона траектории набора высоты, тесно связанного с уровнем аэродинамического качества самолета. Обращает на себя внимание промежуточное положение закрылков, отклоненных на малый угол(&=15°; &в=0), соответствующих незначительному ходу (откату) закрылков, что имеет место на самолетах I и II поколения со стреловидными крыльями * = 35-г 37°. В этом случае дефлектор и передняя часть основного звена с малым выдвижением закрылка находятся под крылом. В результате этого закрылки малоэффективны и обеспечивают

Су Х|/4~~28°; Яб „ — 10; 4 Рис. 3.22. Зависимости Cy~fia), K=f(Cy) для модели самолета со сверхкритическим крылом х—28% Л=10 во взлетной конфигурации

На режимах взлета двухдвигательных самолетов 3-го поколения применена оптимальная кинематика выдвижения закрылков, при которой при малых взлетных углах их отклонения^ 3~18°) обеспечивается максимальный ход(выдвижение)закрылков. В этом случае используется так называемая кинематика* хоккейной клюшки” или выдвижных закрылков типа Фаулер, обеспечивающих максимальное использование увеличения площади крыла за счет большого выдвижения закрылков и предкрылков.

На — рис. 3.24 приведены для сравнения зависимости коэффициента подъемной силы пассажирских самолетов I, II и Ш поколения в посадочной конфигурации, полученные на основании

Рис. 3.23. Зависимости Cy—fи K=f (Су) да модели самолета со сверхкритическим крылом *=24% Л = 10,7 во взлетной конфигурации исследований аэродинамических характеристик их моделей в аэро­динамических трубах. Видно, что применение механизации в виде предкрылков по всему размаху сверхкритических крыльев большого удлинения Аб. н.~Ю-М1 и однощелевых или двухщелевых выдвижных закрылков, распространенных примерно на 3/4 размаха крыла самолета, позволяет обеспечить примерно на 20% большую величину Сушах и большие несущие свойства на режимах посадки, чем в случае самолетов II поколения с двухщелевыми выдвижными закрылками.

Рис.3.24. Зависимости Су— /(а)для пассажирских самолетов 1,П и Ш поколения в посадочной конфигурации.

3.2. Средства улучшения взлетно-посадочных характеристик

Для современных скоростных пассажирских самолетов» имею­щих высокие удельные нагрузки на крыло ( Go/ S=550 — і — 650кг/м2), выдерживание умеренных скоростей захода на посадку ( F3.n = 240-г250км/ч)и вертикальных скоростей снижения не более 3-і-5 м/с» а также учет требований по уходу на второй круг с отка­завшим двигателем требуют использования механизации, обеспечи­вающей максимальный коэффициент подъемной СИЛЫ Сушах = 3.1“Г 3,2(рис. 3. 24).

Теоретические и экспериментальные исследования, проводимые в ЦАГИ по созданию высоконесуших профилей, и использование в

системе механизированных сверхкритических крыльев позволили разработать высокоэффективную щелевую механизацию крыла, которая в сочетании с механизацией передней кромки крыла в виде предкрылков по всему размаху обеспечивает на стреловидных крыльях (х=25° — г30°) большого удлинения (А б. н. = Ю—11) высокий уровень коэффициента максимальной подъемной силы Сутах~3,2-г 3,1 (рис. 3.7).

Следует отметить, что разработанная механизация крыла удовлетворяет высоким требованиям по взлету (в особенности при отказе одного двигателя)и требованиям по уровню шума на местности в отношении обеспечения высокого уровня аэродинамического качества при реализуемых больших значениях коэффициента подъемной силы. Из рис. 3.22,3.23 следует, что при взлетной конфигурации самолета (С уОТР — 1,5 — г1,7)аэродинамическое качество к B3JI — 12,5-MI, 5, а при посадочной котфигурации (С*з. п=1,6М,8)-Д>9,5.

Стремление уменьшить длину ВПП для пассажирских самолетов требует дальнейшего повышения эффективности взлетно-посадочной механизации, в особенности на режимах захода на посадку, причем наряду с обеспечением высоких значений коэффициента подъемной силы самолета при планирований Су з. п=1,6 М, 8)в системе механизации крыла предусматриваются высокоэффективные гасители подъемной силы (интерцепторы, спойлеры)для значительного снижения Су и увеличения Сх при пробеге самолета. Для улучшения условий посадки магистральных пассажирских самолетов необходимо обеспечить планирование на последнем участке глиссады на углах атаки а~ 7 Ч — 8°, тогда посадка самолета будет происходить на углах атаки, близких к посадочным(8М0°)(угол атаки самолета увеличивается с 7-г 8° до посадочных значений на участке выравнивания). В этом случае посадка самолета происходит практически без участка выдерживания, и вследствие этого потребная

посадочная дистанция самолета уменьшается на 350-і-600 м.

Для обеспечения больших углов атаки(а = 7°-Ь8°)на планировании при заходе на посадку необходимо, чтобы критические углы атаки самолета в посадочной конфигурации были не менее 20-г 22° ;это обеспечивается применением эффективной механизации передней кромки крыла. В качестве примера на рис. 3. 7 приведены зависимости Су. тг—/{а)для самолета со сверхкритическим крылом(^:=24°)с отклоненными в посадочное положение закрылками и предкрылками. Видно, что критический угол атаки у самолета с отклоненной в посадочное положение механизацией без применения предкрылков а кр ~14 Применение предкрылков увеличивает коэффициент CWx от 2,1 до 3,2 и критический угол атаки с 14° до 23°. Исходя из условия обеспечения безопасности полета на режимах предпосадочного планирования( V з. п ^ 1,3 Vc), коэффициент подъемной силы самолета на этом этапе полета Су3.п^ 0,59 Сушах. На рис. 3.7 отмечены значения Су и утла атаки самолета на планировании при заходе на посадку. Заметим, что самолет с отклоненными в посадочное положение закрылками без предкрылков может иметь углы атаки при планировании не более 3°, а при использовании предкрылков—не более 7° -г 8,5°. Как показывают расчеты и результаты летных испытаний неманевренных самолетов, углы атаки на участке выравнивания увеличиваются на А а = 1,5-г 2Следовательно, в конце участка выравнивания углы атаки у самолета будут равны: без применения предкрылков по всему раз­маху крыла 4,5-ї-5°, ас применением предкрылков 8,5°-г 10°. На рис. 3. 25 приведена схема посадки двух рассматриваемых самолетов, из которых следует, что самолет без предкрылков имеет отрицательные углы тангажа на планировании, т. е. самолет как бы “смотрит носом”в землю, а самолет с предкрылками имеет положительные углы тангажа и практически подготовлен к посадке на основные(задние)колеса шасси. Самолет, имеющий малые углы атаки в конце участка выравнивания, не может безопасно приземляться, так как приземление в этом случае возможно только на основные(задние) и передние колеса шасси одновременно. При этом самолет будет находиться практически во “взвешенном”состоянии (подъемная сила

*рШг і *9*М*пш, . Sn? ti»MttLi»t ti/KHtffi&me

близка к силе тяжести самолета)* так как угол атаки после приземления остался почти неизменным и равным его значению в конце участка выравнивания(угол атаки такого самолета в момент приземления равен углу атаки при пробеге, т. е. стояночному углу атаки)* Самолет в этом случае при движении по ВПП и пробеге будет склонен галопировать, т. е. двигаться скачками, и при движении по ВПП в течение длительного времени нельзя будет использовать торможение на колесах, что дополнительно приведет к увеличению потребной длины ВПП. Кроме того, вследствие малых углов атаки(самолет без предкрылков)в конце выравнивания посадка самолета без участка выдерживания возможна с большой степенью вероятности и на передние колеса, что может сопровождаться“козлением”> и летчик средней квалификации не всегда сможет удачно справиться с управлением самолета, что может привести к летному происшествию. По этой причине для самолетов, не имеющих предкрылков и имеющих небольшие углы атаки (а Ш1. ~ 3°) при планировании на режиме захода на посадку, необходим участок выдерживания, на котором самолет уменьшает скорость полета и увеличивает угол атаки до посадочных значений(а=8-М0°).В этом случае приземление происходит на основные колеса с последующим“переваливанием”на носовые колеса. При этом угол атаки самолета уменьшается до стояночного значения аст=3° — г 4°, подъемная сила самолета по сравнению с ее значением в момент касания основными колесами шасси ВПП значительно уменьшается(становится много меньше силы тяжести самолета) и самолет плотно прижимается к поверхности ВПП. Это позволяет летчику достаточно эффективно использовать торможение колес.

Таким образом, для повышения безопасности полета пассажирские самолеты с мощной механизацией задней кромки крыла (например, трехщелевые закрылки)без предкрылков должны обязательно иметь участок выдерживания, что приводит к значительному увеличению потребной посадочной дистанции.

Самолет с предкрылками, имеющими большие углы атаки на планировании при заходе на посадку С а з. п. = 7-^8°), может приземляться сразу после завершения участка выравнивания на основные колеса шасси при углах атаки =8° — г 10° (практически

равных посадочным) с последующим переваливанием на носовое колесо. Подъемная сила самолета становится значительно меньше его силы тяжести и он плотно прижимается к поверхности ВПП, что позволяет эффективно и безопасно использовать торможение колес. Следовательно, самолет с мощной механизацией задней кромки и с предкрылками по всей передней кромке крыла может безопасно совершать посадку без участка выдерживания, и фактическая посадочная дистанция самолета (без коэффициента безопасности 1,67) в этом случае уменьшается на 200-7-350 м.

Таким образом, для уменьшения потребной посадочной дистанции магистральных пассажирских самолетов и для обеспечения их высокой безопасности на ражимах посадки необходимо, чтобы механизация самолета обеспечивала не только высокие значения максимального коэффициента подъемной СИЛЫ (Сушах = 3,0-^3,2), но чтобы при этом были обеспечены и большие критические углы атаки (а кр— 22°-г 24°).

Наряду с этим следует отметить, что для сокращения длины посадочной полосы необходимо одновременно с повышением эффективности механизации крыла повысить эффективность работы реверса двигателей с доведением до возможности включения его еще в воздухе в конце участка выравнивания и увеличить эффективность колесных тормозных устройств с целью обеспечения высоких значений приведенного коэффициента трения при пробеге / проб— 0,30-7-0,40 вместо значения его в настоящее время, равного 0,20*^ 0,25.

В заключение следует сказать, что решение поставленных выше задач по совершенствованию взлетно-посадочных устройств пассажирских самолетов позволит существенно повысить безопасность полета на режимах взлета и посадки, уменьшить потребную длину ВПП и использовать автоматические системы управления, обеспечивающие заход самолета на посадку по Ш категории ИКАО.

3.3. Приближенная оценка аэродинамических характеристик самолета в условиях натуры

Выше приведенные результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик моделей пассажирских и транспортных самолетов со стреловидными обычными и сверхкритическими механизированными крыльями большого удлинения Лбл.=7-г11 получены в АДТ~ 106 переменной плотности при различных числах Re и M(Re~(l А4) • 10б, М=0,15-г0,4)и в натурной трубе АДТ—101 при Re ~ (5 А 6) • 106 при М = 0,15. Результаты этих исследований позволили установить следующие количественные и качественные закономерности:

1. С ростом числа Re при М=const=0,15 имеет место заметное нелинейное увеличение Сушах=/(Re) как для моделей самолетов с прямыми(не стреловидными), так и для моделей со стреловидными(^ = 25^-35°) крыльями без механизаций $3—5 пр=0) и с механизацией передней и задней кромки, рис. 3.26. Величина прироста Сушах находится В пределах А Сушах ~ 0,35 "Г 0,4 для самолетов С крыльями х~25°; А Сушах ~ 0,15—для моделей самолетов со стреловидными крыльями ^—35“ в диапазоне чисел Re ~ (6-г 5)* ДО6 И М = 0,15. Влияние сжимаемости на Сушах в пределах от М=0,15до 0,4 при Re=const приводит к снижению Сушах, А Сушах ~ 0,15.

2. На линейном участке зависимостей Су=/(а),где имеет место безотрывное обтекание крыла(до a ^ а кр),влияние числа Re в пределах Re <(5-і-б) • 106незначительно изменяет величины подъемной силы и продольного момента моделей самолетов. Величина критического угла атаки, как и“ложка”в нелинейных характеристиках коэффициента продольного момента моделей со стреловидными сверхкритическими крыльями, смещается в сторону больших углов атаки, А акр^2,5М,5° в зависимости от х и А.

3. Предварительная оценка аэродинамических характеристик перспективного пассажирского и транспортного самолета со стреловидными крыльями х—35 -г — 25° большого удлинения Аб. н=7-Ml

Рис. З. 26. Прирост А С У шах — / ( Re ) для самолетов с прямыми и стреловидными крыльями #=20 — г — 35е во взлетной и посадочной конфигурациях

может быть проведена при условии геометрического подобия внешних и внутренних обводов модели самолета, выполненной с гондолами ТРД с протоком. Полученную при исследованиях в аэродинамической трубе поляру модели самолета, можно пересчитать. на натурные условия, введя следующие поправки

С у с-та~ Сумод( Of) А Субал"Ь A Cymax(Re с-та Re max мод)

Схс-та= Схмод"!- А Схбал А Сх(Re с-та Re шах мод) А Сх вред Здесь: А Субал* А Схбал-потери коэффициента подъемной силы

и сопротивления на балансировку момента тангажа при заданных центровках органами продольного управления-руля высоты или стабилизатора. А Сушах (М)—поправка на сжимаемость в диапазоне чисел М =0,15-г0,4 составляет АСушах~-0,15(пО линейному закону).

пассажирский самолет со сверхкритическим Су крылом *1/4 = 34°; Аб„=9,5

Рис. 3.27. Сравнение зависимостей Су=/(а)для пассажирского самолета со сверхкритическим крылом X—30°, Я=9,5 в посадочной > взлетной и конфигурациях, полученных в летных испытаниях и по результатам испытаний модели в аэродинамических трубах ЦАГИ

А Сушах (A Re = Re с-та —Re мад)-ПОПраВКЭ на Сушах ЗЭ СЧЄТ разности чисел Re модели и самолета, вычисленных по САХ крыла, рис. 3.26.

пассажирский самолет со сверхкритйческим крылом Рис. 3. 28. Сравнение зависимостей Су=/ (а) для пассажирского самолета со сверхкритическим крылом х ~ 28% Л = 10 в крейсерской, взлетной и посадочных конфигурациях, полученных в летных испытаниях и по результатам испытаний модели в аэродинамических трубах ЦАГИ

Схмод.—коэффициент сопротивления модели при свободной точке перехода.

A Cjc(Re)—поправка на различие коэффициентов турбулентного трения за счет чисел Re модели и самолета.

А Схвред —поправка на коэффициент сопротивления немоделируемых и не уточненных деталей механизма управления механизацией; условно определяется 5-г10%Ск min для модели во взлетно-посадочной конфигурации.

транспортный самолет Рис. 3.29. Сравнение зависимостей С>=/(для транспорт­ного самолета со сверхкритическим крылом Я=29% Д = 9 в посадочной и взлетной конфигурациях, полученных в летных испытаниях и испытаниях модели в аэродинамических трубах ЦАГИ

На рис. 3.27—3. 30 приводится сопоставление зависимостей Су= /(а) для моделей самолетов со сверхкритическими механизированными крыльям и, полученным и в АДТ-106 при Re ~

3,5 • 10® и пересчитанными в соответствии с выше указанной методикой, с результатами летных испытаний “из дач”рулями высоты и“торможений”на режимах двигателей малого газа. Из анализа результатов летных испытаний и сопоставления с данными, полученными в АДТ-106 ЦАГИ, следует удовлетворительная сходимость прогнозирумой подъемной силы и характеристик устойчивости и управляемости в широком диапазоне углов атаки.

Рис. 3.30. Сравнение зависимостей Су=/( а) для тран­спортного самолета со стреловидным крылом *=25% Л = 8,5 в крейсерской» взлетной и посадочной конфигу­рациях, полученных в летных испытаниях и испытаниях модели в аэродинамических трубах ЦАГИ