Аэродинамический момент крена самолета Mx создается силами, действующими на крыло, горизонтальное и вертикальное оперения. Если a = 0 или a = a0 при отсутствии углов установки крыла и ГО, при неотклоненных рулях управления моментом крена, Mx ст будет создаваться силой, действующей на ВО при b ¹ 0 и боковой силой, вызванной наличием поперечного "V" у крыла и ГО (рис.7.3).
Согласно (7.1), (7.2) момент крена самолета можно определить производной коэффициента момента крена по углу скольжения:
(7.5)
производные момента крена но углу скольжения самолета от сил, вызванных "V"- образностью крыла и ГО, действующих на ВО, от сил интерференции ВО и фюзеляжа, соответственно.
(7.6)
, 
расстояние до базовой плоскости самолета от центра тяжести площади консоли крыла и ГО, соответствённо; 
угол "V"- образности крыла и ГО, соответственно.
(7.7)
где 
- расстояние от продольной оси самолета до центра площади ВО.
, (7.8)
где - 
- средняя высота фюзеляжа в сечении базовой плоскости самолета в пределах центральной хорды крыла и ГО, соответственно, 
, - центральная хорда крыла и ГО, соответственно.
7.3. Коэффициент момента рыскания самолета.
Аэродинамический момент рыскания самолета Му ст появляется при скольжении самолета (b ¹ 0) и при отклонении руля направления, элеронов и интерцепторов и создается поперечными ипродольными силами действующими на ВО, фюзеляж, МГ, крыло и ГО.
При a = 0 или a = a0 и малом b момент рыскания самолета можно характеризовать производной коэффициента момента рыскания самолета по углу скольжения.
, (7.9)
где 
- производная коэффициента момента рыскания по углу скольжения фюзеляжа и ВО соответственно, 
> 0 
< 0.
(7.10)
где 
- расстояние от центра масс самолета до фокуса по углу скольжения ВО (
) (рис.7.2).
Координату фокуса ВО по углу скольжения можно определить как относительную координату фокуса по углу атаки 
для несущей поверхности с относительными геометрическими параметрами ВО.
, (7.11)
где 
- максимальная высота фюзеляжа в боковой проекции,
- длина фюзеляжа,
- удлинение фюзеляжа
- расстояние от центра, масс самолета до носка фюзеляжа.
Если положение центра масс неизвестно, то можно принимать за начало отсчета (начало координат системы ХYZ)переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью.
Фокус самолета по углу скольжения 
при малых углах b определяется соотношениями:
(7.12)
|
Рис 7.2
|
Рис. 7.3
Раздед III Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета, несимметричного относительно плоскости XOZ в продольной плоскости .
Большинство аэродинамических компоновок несимметричны относительно плоскости XOZ, что определяется круткой и кривизной несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения), углом их установки относительно базовой плоскости соответствующей несущей поверхности, а также типом аэродинамической компоновки, углом отклонения органов управления в полетной конфигурации и механизации крыла при взлете и посадке самолета.
8. Влияние несимметрии самолета относительно плоскости XOZ на его аэродинамические характеристики в продольной плоскости.
Несимметрия самолета приводит к:
- появлению угла атаки a ¹ 0, при котором коэффициент подъемной силы самолета равен нулю. Этот угол атаки обозначается 
;
- необходимости учитывать изменение коэффициента интерференции между фюзеляжем и несущей поверхностью;
- определению коэффициента подъемной силы самолета - 
, соответствующего коэффициенту минимального лобового сопротивления 
, необходимого для расчета коэффициента индуктивного сопротивления;
- изменению коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении органов управления;
- необходимости учитывать несимметрию самолета при расчете его максимального аэродинамического качества.
8.1. Расчет угла атаки нулевой подъемной силы -
угол атаки нулевой подъемной силы самолета определяется соотношением:
(8.1)
где 
, 
, 
определяются по формуле (2.1) и рис. 2.6 … 2.9.
(8.2)
(8.3)
(8.4)
, 
- угол нулевой подъемной силы изолированных несущих поверхностей – первой и второй, расположенной в следе первой, соответственно;
, 
- угол нулевой подъемной силы с учетом интерференции с фюзеляжем, соответственно, первой и второй несущих поверхностей;
- коэффициенты интерференции несущих поверхностей с фюзеляжем (рис. 2.11);
, 
- коэффициенты торможения потока перед первой и второй несущей поверхностью (определяются в главе 2.4.3).
8.1.1. Определение угла атаки нулевой подъемной силы изолированной несущей поверхности.
Угол атаки 
зависит от угла крутки 
и кривизны 
несущей поверхности (крыла и ГО). В случае постоянных по размаху несущей поверхности крутки и кривизны угол атаки 
определяется по соотношению:
, (8.5)
где 
- влияние крутки несущей поверхности, 
- влияние кривизны
(8.6)
Производная 
определяется по графику рис. 8.1.
, (8.7)
Производная 
определяется по графику рис. 8.2.
- коэффициент подъемной силы, соответствующий минимальному коэффициенту лобового сопротивления рассчитывается по соотношению
(8.8)
Рис. 8.1
Рис. 8.2
- коэффициент лобового сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе - 
= 0
- определяется по графику рис. 8.3
Рис. 8.3
Если крутка и кривизна по размаху несущей поверхности изменяется 
, 
, то расчет проводится по формулам (8.5),(8.6),(8.7) для средних значений 
, 
. Несущая поверхность при этом разбивается на элементы вдоль размаха. В пределах каждого элемента крутка 
и 
принимаются постоянными. Тогда 
, 
. В формуле (8.6) угол крутки несущей поверхности заменяется на , а в формуле (8.7) значение коэффициента 
берется в соответствии со средним значением кривизны .
