7.1 Коэффициент поперечной силы самолета.

Аэродинамическую поперечную силу самолета определяют, в основном, поперечные силы, возникающие при обтекании фюзеляжа - , вертикального оперения (ВО) - , мотогондол (МГ) - , и поперечная сила, вызванная интерференцией между фюзеляжем и вертикальным оперением, между плоскостями вертикального оперения, состоящего из двух килей. Поперечная сила от несимметричного обтекания правой и левой части консолей крыла и горизонтального оперения в данном случае мала и ею можно пренебречь.

, ,

где , , - производные коэффициентов поперечной силы изолированного фюзеляжа, ВО с учетом интерференции с фюзеляжем и между плоскостями ВО (при двух килях), изолированной мотогондолы,

, - коэффициенты торможения потока с области вертикального оперения и мотогондол, их значение можно принять равным коэффициенту торможения ВО и МГ при их обтекании c , , , , площади миделевого сечения фюзеляжа, ВО и миделевого сечения МГ, соответственно.

Производная коэффициента поперечной силы по углу скольжения самолета:

(7.4)

где , , - производные поперечной силы по углу скольжения изолированных фюзеляжа и МГ, изолированного ВО;

-коэффициент, учитывающий интерференцию между ВО и фюзеляжем; - число килей; - коэффициент эффективности затененной плоскости ВО (если ВО состоит из двух килей; если один киль, то ); j – число мотогондол.

Коэффициенты изолированных частей самолёта определя-ются аналогично производным коэффициентов подъемной силы по углу атаки изолированных фюзеляжа, мотогондолы и вертикального оперения, принимая (b=a).

При определении необходимо учитывать, что ВО на самолетах, как правило, одностороннее. в этом случае для расчета считается состоящим из двух консолей, (рис. 7.2) тогда

,

где - производная коэффициента подъемной силы несущей поверхности, состоящей из двух консолей ВО (рис. 7.2).

определяется по графикам рис. 2.6 – 2.9., где средняя относительная толщина профиля ВО по его высоте,

, ,

определяется по рис. 2.11, - диаметр фюзеляжа в области ВО. В случае двух килей определяется как производная угла скоса потока за крылом по углу атаки (2.18) , где , , х = 0.5b_Аво., y – расстояние между килями - l_zво (рис. 1.3б). Значение при принятом правиле знаков отрицательное.

При малых углах скольжения можно приближенно считать, что поперечная сила Z равна боковой силе Z_a.

2. Коэффициент момента крена самолета.

Аэродинамический момент крена самолета M_x создается силами, действующими на крыло, горизонтальное и вертикальное оперения. Если  = 0 или  = ₀ при отсутствии углов установки крыла и ГО, при неотклоненных рулях управления моментом крена, M_x будет создаваться силой, действующей на ВО при   0 и боковой силой, вызванной наличием поперечного "V" у крыла и ГО (рис.7.3).

Согласно (7.1), (7.2) коэффициент момента 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 (плоскости симметрии) от центра тяжести площади консольной части крыла и ГО , соответствённо; угол "V"- образности крыла и ГО, соответственно. .

(7.7)

где - расстояние от продольной оси самолета до центра тяжести площади ВО.

, (7.8)

где -

- средняя высота фюзеляжа в сечении плоскости симметрии 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 появляется при скольжении самолета (  0) и при отклонении руля направления, элеронов и интерцепторов и создается поперечными и продольными силами действующими на ВО , фюзеляж, МГ, крыло и ГО (при  = 0, ₀  0).

При  = 0 или  = ₀ и малом  коэффициент момента 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.