2.7. Розрахунок похідної літака

Бокова сила літака складається з суми бічних сил вертикального оперення (кіля і підфюзеляжного гребеня)  і фюзеляжу 

Виразивши ці сили через коефіцієнт сил, а коефіцієнти через похідні по куту ковзання (подібно до того, як показано в 2.1), можна записати

де  похідна бічної сили літака по куту ковзання;

,  похідні ізольованих вертикального оперення і фюзеляжу;  коефіцієнт інтерференції вертикального оперення і фюзеляжу;

,  площа вертикального оперення, що омивається потоком, і площа міделевого перетину фюзеляжу.

Розрахунок похідних та виконується аналогічно розрахунку та , а коефіцієнт інтерференції визначають за методикою 2.3.

Особливістю розрахунку похідної є те, що бічну силу, що виникає на вертикальному оперенні літака, можна розглядати як зменшену в два рази силу, що діє на вертикальному оперенні, складеному з двох симетрично розташованих відносно поздовжньої осі літака консолей кіля або гребеня. Це дозволяє використовувати методику розрахунку поздовжньої крила.

2.8. Залежність = f(M) і її аналіз

Залежність похідної літака від числа М польоту розрахована у відповідності з виразом (2.10), показана на рис.2.5.

Похідна літака розрахована з урахуванням взаємного впливу його частин і показує, на скільки зміниться коефіцієнт підйомної сили літака, якщо його кут атаки зміниться на 1 градус при незмінному числі М польоту.

Похідна літака складається з суми похідних крила, фюзеляжу і горизонтального оперення, обчислених з урахуванням інтерференції і віднесених до характерної площі - площі крила S.

Характер зміни похідної по числах М залежить в основному від характеру зміни похідної крила, так як практично всю підйомну силу створює крило.

Рис.2.5. Залежність похідної = f(M)

При малих дозвукових швидкостях польоту (до чисел ) несучі властивості крила визначаються лише деформацією потоку профілем крила і його геометричними параметрами.

При числах проявляється стискаємість потоку, що призводить до збільшення розрідження в місцях зниженого тиску і до збільшення тиску в місцях підвищеного тиску. В результаті чого несучі властивості крила поліпшуються, значення похідної = f(M) збільшуються.

При досягненні критичного числа М і збільшення швидкості літака до числа несучі властивості крила ще більш поліпшуються за рахунок утворення та поширення по поверхні крила місцевих надзвукових зон, тиск в яких знижений. Однак при досягненні чисел М близьких до 1 темп росту похідної знижується. Це пояснюється встановленням надзвукового режиму течії як на верхній, так і на нижній поверхнях крила.

Збільшення надзвукової швидкості польоту ( ) при одному і тому ж куті атаки призводить до зміни різниці тисків під і над крилом, так як тиск за стрибком ущільнення збільшується, до зменшення різниці коефіцієнтів тиску ( ) отже, до погіршення несучих властивостей крила і до зменшення похідної літака. Аналогічно пояснюється характер зміни похідної по числам М.