2. Определение коэффициента интерференции между несущей поверхностью и фюзеляжем.

По рис. 2.11 можно получить значения коэффициентов интерференции для симметричного самолета (самолета в схеме среднеплан).

В схемах «высокоплан» и «низкоплан» симметрия компоновки относительно плоскости XOZ нарушается, соответственно изменяются и коэффициенты интерференции.

В этом случае, при расчете коэффициентов ( + )^* крыла и ГО компоновки в значения этих коэффициентов, определяемых для схемы «высокоплан» необходимо ввести поправку по формуле

, (8.9)

где , - площадь несущей поверхности с подфюзеляжной частью. Для «низкоплана» ( + )^* можно принять равным единице т.к. увеличение несущих свойств от интерференции комбинации крыло (ГО) – фюзеляж практически отсутствует.

При расчете коэффициента лобового сопротивления при нулевой подъемной силе для схемы «низкоплан» = 0.75, «высокоплан» = 0.0 … 0.1. (формула 4.5)

3. Определение коэффициента индуктивного сопротивления несимметричного самолета.

В случае несимметричного самолета , следовательно, при коэффициент . Тогда

(8.10)

где , - определяется по формуле 2.1, А- коэффициент отвала поляры (глава 4.4), - угол нулевой подъемной силы (8.1).

4. Расчет приращения коэффициента подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении рулевых поверхностей.

Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении полностью поворотного горизонтального оперения и рулей высоты для нормальной аэродинамической компоновки и компоновки «утка» производится по формулам (6.4)  (6.11)

Для самолета типа «летающее крыло» приращение коэффициента подъемной силы при отклонении элевонов на угол определяется по формуле:

, (8.11)

где , , - площадь элевонов.

Приращение коэффициента лобового сопротивления самолета вследствие отклонения органов управления определяется коэффициентом .

- для самолетов нормальной схемы или схемы «утка» (глава 6.1) ,

, (8.12)

- для схемы летающее крыло,

. (8.13)

5. Максимальное аэродинамическое качество несимметричного самолета.

Максимальное аэродинамическое качество - наивыгоднейшее соотношение между коэффициентами подъемной силы и лобового сопротивления

Расчет максимального аэродинамического качества для несимметричного самолета проводится по формуле:

, (8.14а)

для симметричного самолета

, (8.14б)

6. Построение поляры первого рода для несимметричного самолета при или (рис 8.4)

Коэффициент подъемной силы самолета :

(8.15)

, все коэффициенты с учетом интерференции согласно формуле (8.8)

Коэффициент лобового сопротивления самолета:

(8.16)

где ,

определяется по формуле (4.2)

Рис 8.4. Поляра 1 рода для несимметричного самолета