2.4. Похідна середнього кута скосу потоку по куту атаки

Похідна середнього кута скосу потоку в районі горизонтального оперення по куту атаки робить істотний вплив на несучі властивості горизонтального оперення і тому враховується в розрахунку похідної (див. вирази 2.8 та 2.10).

Для літака звичайної схеми похідна може бути обчислена по наступній наближеній формулі

Де - розмах крила, омиваного потоком;

- відстань між вільними вихрами ізольованого крила;

- ширина фюзеляжу в місці зчленування з крилом;

- коефіцієнт інтерференції, визначається за графіком рис.2.2;

- коефіцієнт, що враховує відстань між крилом і горизонтальним оперенням.

если ,

если .

Тут  відстань між вільними вихрами крила літака;

х  відстань між аеродинамічними фокусами ізольованого крила і ізольованого горизонтального оперення (наближено можна прийняти що фокус крила і оперення розташований на відстані при і на відстані при );

 коефіцієнт, що враховує величину виносу горизонтального оперення по осі з площини вільних вихрів,

Тут  перевищення бортової хорди горизонтального оперення над бортовою хордою крила.

Аналіз виразів (2.18), (2.19) та (2.20) показує, що похідна , а, отже, і коефіцієнт ефективності горизонтального оперення ( ), сильно залежить від несучих властивостей крила ( ) і числа М польоту.

2.5. Коефіцієнт гальмування потоку

Гальмування потоку в районі крила або горизонтального оперення обумовлено впливом на потік носовій частині фюзеляжу і попереду розташованій несучої поверхні. Ступінь гальмування потоку в обуреної області різна. Тому для спрощення розрахунків вводиться поняття середнього коефіцієнта гальмування потоку

Для літаків звичайної схеми при до чисел М = 3 коефіцієнт гальмування потоку ≈ 1 [1]. Однак коефіцієнт гальмування потоку в районі горизонтального оперення змінюється досить в широких межах. На величину істотний вплив робить число М польоту, співвідношення розмірів крила і горизонтально оперення, а також відстань між ними. Коефіцієнт можна визначити, скориставшись наступною наближеною формулою [1].

де - коефіцієнт гальмування потоку, що залежить тільки від числа М і відстані між крилом і горизонтальним оперенням, визначається за рис.2.3.

2.6. Розрахунок похідної фюзеляжу

Підйомна сила ізольованого фюзеляжу (корпусу), обтічного повітряним потоком під невеликим кутом атаки ( ), пропорційна куту атаки. Величина підйомної сили і її знак згідно теорії тонких осесиметричних тіл визначається величиною і значенням похідної (тут - площа поперечного перетину фюзеляжу на відстані від його носка).

Рис. 2.3. Залежність коефіцієнта гальмування потоку від числа М

Відповідно до цієї теорії носова частина фюзеляжу, де , створює позитивну підйомну силу, а хвостова частина, де – негативну.

Циліндрична частина, де підйомної сили не створює. Однак досвід показує, що при навколозвукових і надзвукових швидкостях польоту циліндрична частина, прилегла до носової, створює деяку підйомну силу, також пропорційну куті атаки. Хвостова ж частина, внаслідок набрякання прикордонного шару і відриву потоку на ній, створює значно меншу негативну підйомну силу, ніж по теорії, величиною якою можна знехтувати.

Все це дозволяє з достатньою для інженерних розрахунків точністю стверджувати, що майже вся підйомна сила ізольованого фюзеляжу зосереджена в його носовій частині, тобто

,

де – похідна коефіцієнта підйомної сили носовій частині фюзеляжу по куту атаки.

Похідна залежить від форми і розмірів носової частини, від відносного подовження циліндричної частини і від швидкості (числа М) польоту. Ця залежність показана на рис.2.4 [5] у вигляді, зручному для використання в розрахунках. Відносне подовження циліндричної частини враховує величину підйомної сили, створюваної циліндричною частиною фюзеляжу.

Рис.2.4. Залежність похідної від геометричних параметрів і числа М польоту

Якщо в носовій частині фюзеляжу розміщений надзвуковий повітрозабірник з центральним тілом у вигляді конуса, то подовження необхідно обчислювати з урахуванням довжини центрального тіла (конуса) , виступаючого за обріз повітрозабірника,

Таким чином, визначивши всі складові виразу (2.10), обчислюють похідну коефіцієнта підйомної сили по куту атаки літака звичайної схеми з урахуванням взаємного впливу його частин у всьому діапазоні чисел М польоту.