2.1. Коефіцієнт підйомної сили літака

Підйомну силу літака з горизонтальним оперенням у загальному випадку можна представити у вигляді суми трьох доданків: підйомної сили крила ( ), підйомної сили горизонтального оперення ( )і підйомної сили фюзеляжу ( )

Кожен з цих доданків виражається через відповідні коефіцієнти підйомної сили таким чином:

Тут: – коефіцієнти підйомної сили крила, горизонтального оперення і фюзеляжу;

– швидкісні напори в районі крила, горизонтального оперення і фюзеляжу (прийнято вважати, що швидкісний напір в районі фюзеляжу відповідає швидкісному напору набігаючого потоку, тобто ;

– омивані площі крила і горизонтального оперення і площа міделевого перетину фюзеляжу.

Підставивши в рівність (2.1) вирази (2.2) і взявши до уваги, що , запишемо

Розділивши рівність (2.3) на , отримаємо

де с_у – коефіцієнт підйомної сили літака;

q, q_кр, q – швидкісні напори набігаючого потоку в районі крила і горизонтального оперення.

Рівність (2.4) після диференціювання по куту атаки в точці прийме наступний вигляд

В отриманому виразі (2.5) відношення швидкісних напорів та характеризує гальмування потоку в районі крила, (якщо горизонтальне оперення розташоване попереду крила) і в районі горизонтального оперення (якщо горизонтальне оперення розташоване позаду крила).

Похідна характеризує підйомну силу крила з урахуванням впливу фюзеляжу на її величину. Для зручності розрахунку похідну виражають через похідну ізольованого крила, складеного з омиваних частин, і коефіцієнт інтерференції крила і фюзеляжу К_и

Похідна характеризує величину підйомної сили, створюваної горизонтальним оперенням без урахування балансування літака у присутності фюзеляжу. На величину підйомної сили горизонтального оперення, розташованого за крилом, або крила, попереду якого розташоване горизонтальне оперення, впливає скіс потоку. Кути скосу потоку не однакові уздовж розмаху несучої поверхні. Тому вводять поняття середнього кута скосу потоку – умовного, постійного за розмахом кута скосу потоку, що викликає той же ефект, що і дійсне поле кутів скосу . Якщо прийняти залежність близької до лінійної (що справедливо на польотних кутах атаки), то кут атаки горизонтального оперення можна записати у вигляді

Тоді похідна з урахуванням впливу на неї крила і фюзеляжу запишеться так

де – похідна коефіцієнта підйомної сили ізольованого горизонтального оперення, омиваного потоком, по куту атаки;

К_и – коефіцієнт інтерференції горизонтального оперення і фюзеляжу;

– похідна середнього кута скосу потоку по куту атаки.

Похідна характеризує величину підйомної сили створюваної фюзеляжем. При польотних кутах атаки ця похідна близька до похідної ізольованого фюзеляжу

=

Таким чином, для літака звичайної схеми (горизонтальне оперення розташоване ззаду крила) вираз (2.5) запишеться у вигляді

а для літака типу качка

Коефіцієнт підйомної сили літака при подовженні крила та числах лінійно залежить від кута атаки (в діапазоні польотних кутів атаки) і тому може бути обчислений за формулою

де - похідна, обумовлена ​​виразами (2.10) чи (2.11);

- кут атаки літака;

- кут атаки нульової підйомної сили.

З виразу (2.12) випливає, що для визначення коефіцієнта підйомної сили літака на даному куті атаки достатньо знайти похідну літака, вважаючи кут відомим.

Розглянемо інженерну методику розрахунку похідної літака, описуваної виразами (2.10) або (2.11), в діапазоні польотних чисел.