6.4.4. Определение

- формулы (6.13^/),(6.14^/),(6.15^/),(6.16^/), - по графику рис.5 или формула(6.19).

6.5. Построение балансировочной поляры самолета при .

6.5.1. Построение исходной поляры (обе ветви поляры при и ) в соответствии с проведенным расчётом при неотклоненных рулевых поверхностях. При этом предполагалось , , т.к. эквивалентная схема компоновки заданного самолета симметрична относительно плоскости XОZ. Исходная поляра 1 на рис.6.6

6.5.2 Определение .

- приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости. Аналогично

, - коэффициенты изолированных консолей ГО и ПГО.

6.5.3. Построение балансировочной поляры самолета нормальной аэродинамической компоновки при .

1) По оси откладывается от т. О или .

2) По оси а от точки откладывается значение при , точки О" и О' на рис. 6.6

3) Построение поляр 2 и 3 - смещение поляры 1 таким образом, чтобы т. О совпала с т. О - поляра 2 и с т. О" - поляра 3, На полярах 3 и 2 точки А и В, соответствующие самолета при .

4) Точки АОВ соединяются. Полученная кривая - балансировочная поляра. В т. О касательная к этой поляре перпендикулярна оси . Отвал балансировочной поляры , больше отвала исходной поляры 1, что определяет потери на балансировку.

Рис 6.6

Раздел II. Расчет аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движении.

Современные самолeты, как правило, имеют аэродинамическую компоновку симметричную относительно продольной плоскости. Поэтому поперечная сила и аэродинамические моменты относительно осей X и Y могут возникать только при несимметричном обтекании его воздушным потоком относительно плоскости ХОY, т.е. при появлении угла скольжения b и отклонении органов управления креном и рысканием (рис. 7.1) Боковые моменты возникают в полете и от несимметричной тяги (при одностороннем отказе двигателя (двигателей) и при управлении вектором тяги). В данном случае влияние тяги на аэродинамические силы и моменты не рассматривается.

7. Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета.

При наличии скольжения возникают поперечная сила (Z) и аэродинамические моменты крена ( М_х ) и рыскания ( M_y ), которые выражаются через аэродинамические коэффициенты:

, , (7.1)

При малых углах атаки и скольжения:

, , (7.2)

Тогда основными аэродинамическими характеристиками самолета в установившемся боковом движении можно считать следующие зависимости:

, , (7.3)

Если коэффициент подъемной силы С_уаст= 0, т.е. угол атаки a = 0 либо a = a₀, то коэффициенты зависимости (7.3) будут изменяться только по числам Маха невозмущенного потока ( ). Определение коэффициентов , , будет приведено для случая С_уаст= 0.

7.1 Коэффициент поперечной силы самолета.

Аэродинамическую поперечную силы 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 при , , , , 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, МГ или 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 )

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

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

,

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

( средняя по высоте ВО относительная толщина профиля ВО), определяется по графикам рис. 2.6 – 2.9.

, ,

- диаметр фюзеляжа в области ВО. определяется по рис. 2.11. определяется как производная угла скоса потока за крылом по углу атаки (2.18) , где , , х = -0.5b_Аво. Значение при принятом правиле знаков отрицательное.

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