1. Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки

При малых углах атаки, на участке линейной зависимости, коэффициент подъемной силы фюзеляжа можно представить в виде:

Коэффициент нормальной силы фюзеляжа при безотрывном обтекании определяется:

(2.2)

Для малых углов атаки можно считать что , где можно принять .

Тогда и (2.3)

Производная зависит от формы фюзеляжа и задается для эквивалентного тела вращения как: , (2.4)

где - производная носовой части фюзеляжа с учетом интерференции с цилиндрической частью;

- производная кормовой части фюзеляжа.

формула (2.4) используется для расчета при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях фюзеляжа любого удлинения.

В случае заостренной носовой части фюзеляжа коэффициент определяется по графикам рис. 2.1,2.2 . Производная рассчитывается по формуле:

, (2.5)

где _корм – сужение кормовой части.

Если носовая часть фюзеляжа имеет затупление (рис. 2.3б), то для определения производной при любых числах Маха следует использовать формулу:

(2.6)

где ; определяется так же как и для фюзеляжа с заостренной носовой частью, причем в расчете используется полная длина фиктивной носовой части l_нос (рис. 2.3б). Значение находится по графикам (рис 2.4).

Если носовая часть фюзеляжа имеет лобовой воздухозаборник без центрального тела (рис 2.3а), то при любых числах Маха производная вычисляется по формуле:

(2.7)

Рис. 2.1. График для расчета комбинации конус – цилиндр

Рис. 2.2. График для расчета комбинации оживало - цилиндр

Рис 2.3

Рис. 2.4. График для расчета цилиндра со сферическим затуплением и с плоским торцем

Выражение, стоящее в квадратных скобках формулы (2.7) –это производная по углу атаки нормальной силы носовой части фюзеляжа с затуплением в виде плоского торца, без протока воздуха;  - коэффициент расхода воздуха через воздухозаборник, определяемый как , - секундный массовый расход воздуха, кг/с; F_вx - площадь входного сечения воздухозаборника, . Коэффициент  может быть определен также по графику (рис. 2.5).

Если носовая часть фюзеляжа имеет воздухозаборник с центральным телом (рис. 2.3,в,г)

(2.8)

где, - производная коэффициента нормальной силы фюзеляжа без центрального тела и протока воздуха – определяется по формуле (2.6) как для тела с плоским затуплением ;

- определяется для всех чисел М по рис 2.1,2.2 (для случая и ), а производная - по формуле :

(2.9)

для современных воздухозаборников можно принять  = 1 на всех режимах работы вздухозаборника.

Расчет производных коэффициентов подъемной силы по углу атаки - проводится по соотношениям для изолированного фюзеляжа.

Рис 2.5

2. Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения)

Коэффициент крыла простой формы в плане определяется во всем расчетном диапазоне чисел Маха по графикам рис 2.6 – 2.9 в зависимости от параметров подобия , , или , где  удлинение консольной части крыла, - угол стреловидности по средней линии крыла, - средняя по размаху консольной части относительная толщина профиля крыла.

Коэффициент определяется аналогично крылу по графикам рис 2.6 – 2.9,

где  -удлинение консольной части ГО, - угол стреловидности по средней линии ГО, - средняя по размаху консольной части относительная толщина профиля ГО.

Расчет коэффициента крыла сложной формы в плане дозвуковых и сверхзвуковых числах Маха проводится по приближенной формуле:

(2.10)

где - производная для 1-го крыла (ABCDEF, рис. 2.10), - производная для 2-го крыла (рис.2.10). В этом случае крыло сложной формы в плане представляется в виде двух простых крыльев. Коэффициенты для1-го крыла и для 2-го крыла, составленного из двух консольных частей сложного крыла, определяется по графикам рис 2.6 – 2.9 в функции параметров , , , для 1-го крыла и , , для 2-го крыла

Р ис 2.6

Рис 2.7

Р ис 2.8

Рис 2.9

При околозвуковых скоростях (М_кр  М_  1.2) значение производной крыла сложной формы в плане определяется только при М_ = 1 по приближенной формуле:

(2.11)

где - стреловидность передней и задней кромки базового крыла.

Рис 2.10

3. Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.

Взаимное влияние несущей поверхности с фюзеляжем определяется коэффициентом интерференции

(2.12)

где - дополнительная подъемная сила на несущей поверхности (крыло, ГО) от присутствия фюзеляжа, - дополнительная подъемная сила фюзеляжа от присутствия несущей поверхности, - подъемная сила консоли несущей поверхности. При этом фюзеляж принимается телом вращения, а форма несущей поверхности на виде сверху не учитывается.

Для аэродинамической компоновки «среднеплан» при дозвуковых и трансзвуковых скоростей коэффициенты как функция ( - диаметр фюзеляжа, l – размах несущей поверхности) определяется по графикам ( рис. 2.11 )

Р

ис 2.11

При сверхзвуковых скоростях области взаимного влияния несущей поверхности и фюзеляжа ограничиваются конусами возмущения, выходящими из передней и задней кромок бортовой хорды. На рис. 2.12 приведены схемы областей взаимного влияния для дозвуковой и сверхзвуковой передней кромки несущей поверхности. При дозвуковых передних кромках несущей поверхности коэффициент можно принять равным его значению при дозвуковых скоростях. При сверхзвуковых передних кромках несущей поверхности коэффициент изменяется с учетом размеров области влияния фюзеляжа на несущую поверхность. , где - значение коэффициента при сверхзвуковых скоростях, - значение коэффициента при дозвуковых скоростях, , - площадь консольной части несущей поверхности, b_б – бортовая хорда.

Учет изменения коэффициента при переходе к сверхзвуковым скоростям выполняется согласно соотношению

, ( 2.13 )

где значения коэффициента представлены на рис. 2.13а,б. Поправку по соотношению ( 2.13 ) можно принять как для дозвуковой, так и для сверхзвуковой передней кромки несущей поверхности.

Для определения полной интерференции несущей поверхности и фюзеляжа необходимо оценить:

• влияние формы несущей поверхности в плане по соотношению: , где - сужение консоли несущей поверхности, .Здесь - диаметр фюзеляжа в месте установки несущей поверхности, - размах несущей поверхности. В этом случае принимается, что основное влияние на изменение коэффициента оказывает сужение несущей поверхности.

• Влияние пограничного слоя определяется из выражения: ( 2.14 )

( 2.15 )

, - расстояние от носа фюзеляжа до его сечения, проходящего через середину бортовой хорды несущей поверхности.

• Влияние расстояния от носа фюзеляжа до середины бортовой хорды несущей поверхности учитывается коэффициентом: , (2.16)

• где - для самолетов первого типа схематизации (рис. 1.1). Для самолетов второго типа схематизации (рис. 1.2)

• ( 2.17 )

где , , - длина носовой части фюзеляжа до среза боковых воздухозаборников, - размер фюзеляжа по оси z с воздухозаборниками.

Коэффициенты определяются для несуживающегося (нерасширяющегося) фюзеляжа в месте стыка с консолями несущей поверхности (крыла, ГО). В первом приближении произведение коэффициентов можно считать равным единице т.к. оно изменяет коэффициенты интерференции не более чем на 5 – 10 %.

Рис 2.12

Рис. 2.13а. Значения рассчитанные для плоской модели с хвостовой частью

Рис. 2.13б. Значения рассчитанные для плоской модели без хвостовой части

4. Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.

Взаимное влияние двух несущих поверхностей, одна из которых расположена в следе за первой, крыло – ГО (нормальная аэродинамическая компоновка), ГО – крыло (схема «утка») или ПГО – крыло (ГО близкорасположенное перед крылом), определяется углом скоса потока , обусловленным свободными вихрями, формирующимися на концах впереди стоящей несущей поверхности и торможением потока в следе за ней.