Коэффициент момента крена самолета.
Аэродинамический момент крена самолета Mx 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, Mxст 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) момент 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 от центра
тяжести площади консоли крыла и ГО ,
соответствённо;
угол "V"-
образности крыла и ГО, соответственно.
(7.7)
где
- расстояние от продольной оси самолета
до центра площади ВО.
,
(7.8)
где
-
- средняя
высота фюзеляжа в сечении базовой
плоскости самолета в пределах центральной
хорды крыла и ГО, соответственно,
,
- центральная хорда крыла и ГО,
соответственно.
7.3. Коэффициент момента рыскания самолета.
Аэродинамический момент рыскания самолета Муст 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 или = 0 и малом момент 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.
Фокус
самолета по углу скольжения
при малых углах
определяется соотношениями:
(7.12)
Рис
7.2
Рис.
7.3
Раздед III Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета, несимметричного относительно плоскости XOZ в продольной плоскости.
Большинство аэродинамических компоновок несимметричны относительно плоскости XOZ, что определяется круткой и кривизной несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения), углом их установки относительно базовой плоскости соответствующей несущей поверхности, а также типом аэродинамической компоновки , углом отклонения органов управления в полетной конфигурации и механизации крыла при взлете и посадке самолета.