Оценить скорость отрыва и скорость циркуляционного потока (добавочную скорость циркуляции) вокруг крыла самолета Ил-96-300

Оценить скорость отрыва и скорость циркуляционного потока (добавочную скорость циркуляции) вокруг крыла самолета Ил-96-300 на взлете. Масса самолета m=160 т, угол атаки α=8,5°. Сравнить полученные результаты с условиями при той же массе и угле атаки α=10,5°.

Чтобы оценить скорость при которой произойдет отрыв самолета от взлетной полосы воспользуемся формулой Н.Е. Жуковского. Подъемная сила, действующая на единицу длины крыла вдоль размаха, равна
fпод=ρVΓ,
где Γ − циркуляция скорости воль контура крыла; ρ − плотность воздуха, ρ≈1,225 кг/м3, V − скорость в момент отрыва.
Подъемная сила, действующая на весь самолет, будет равна
Fпод=fподL=ρVГL,
где L − размах крыльев самолета.
Отрыв самолета произойдет, когда подъемная сила сравняется с силой тяжести, действующей на самолет, Fтяж=mg . Следовательно, имеем условие
Fпод=Fтяж,
ρVГL=mg
(1)
Для оценки циркуляции скорости вокруг профиля крыла воспользуемся формулой
Г=2πbVsinα 1,7,
(2)
где b − средняя аэродинамическая хорда крыла самолета, α − угол атаки; 1,7 в знаменателе поправочный коэффициент.
Подставляем (2) в (1), получим
ρVL∙2πbVsinα1,7=mg,
V=1,7mg2πbLρsinα.
(3)
Для самолета Ил 96-300 b=6,636 м, L=57,66 м (взято из справочных данных)

. Следовательно, имеем условие
Fпод=Fтяж,
ρVГL=mg
(1)
Для оценки циркуляции скорости вокруг профиля крыла воспользуемся формулой
Г=2πbVsinα 1,7,
(2)
где b − средняя аэродинамическая хорда крыла самолета, α − угол атаки; 1,7 в знаменателе поправочный коэффициент.
Подставляем (2) в (1), получим
ρVL∙2πbVsinα1,7=mg,
V=1,7mg2πbLρsinα.
(3)
Для самолета Ил 96-300 b=6,636 м, L=57,66 м (взято из справочных данных)