Коэффициент момента крена самолета.

Аэродинамический момент крена самолета M_x 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, M_x _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 М_у _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

Рис 7.1

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 .