7.4.1. Определение коэффициента эффективности несущей поверхности (нпii), находящейся в следе за несущей поверхностью (нпi)

Угол скоса потока  за НП_I изменяет угол атаки НП_II, расположенной в следе, до величины истинного угла атаки , где = – . В диапазоне малых углов атаки угол скоса потока можно представить в виде , где – производная по углу атаки осредненного по размаху НП_II угла скоса потока. Коэффициент эффективности НП_II определяется по формуле: .

– коэффициент, учитывающий расстояние между НП_I и НП_II, определяется по формуле:

при М < 1 , ;

при М > 1 , ;

	х
М=0,6	5,54	10,77	0,82
М=1,6	3,09	5,88	-

• Так как при М= 06 < 1.2, то величина производной угла скоса потока

по углу атаки определяется только свободными концевыми вихрями, и тогда , где

Для дозвуковых скоростей = 1.

Коэффициент i , учитывающий осреднение угла скоса потока по размаху НП_II определяется по графикам.

		i
М=0,6	0,14	2,5	0,18	0,82

• На скорости М=1,6 подкоренное выражение в формуле для

оказывается отрицательным, следовательно скос потока в области НП_II отсутствует, т.к. НП_II оказывается /вне зоны влияния НП_I.

7.4.2. Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущей поверхностей.

Коэффициент торможения в области первой несущей поверхности определяется по графикам. Торможение в этой области вызвано наличием носовой части фюзеляжа. При дозвуковых числах Маха торможение определяется трением, при сверхзвуковых числах Маха определяющим является торможение потока за скачком уплотнения.

Коэффициенты торможения потока в области второй несущей поверхности , где

определяется по графикам.

, где – при сверхзвуковых скоростях часть площади НП_II, на которую оказывает влияние впереди стоящая НП_I. Для дозвуковых скоростей =1.

М=0,6	1	0,99	1	0,98
М=1,6	1	0,93	0,084	0,94

В конечном итоге, подставляя все значения в формулу (7.1), получаем значения

	Фюзеляж	Крыло	ГО	Самолет
М=0,6	0,0072	0,0731	0,0128	0,083
М=1,6	0,0055	0,0254	0,0082	0,0401

8. Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.

Момент тангажа самолета создается крылом, горизонтальным оперением, фюзеляжем и всеми несущими надстройками и подвесками, если они имеются.

(8.1)

Здесь производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки, соответственно, изолированного фюзеляжа , консольных частей крыла, горизонтального оперения , изолированных мотогондол и других элементов конструкции самолета, при обтекании которых может возникать подъемная сила;

– коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем;

– коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого–либо элемента конструкции самолета ;

– коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно.

– соответственно расстояния от фокуса консольных частей крыла, го, изолированного фюзеляжа, j–й подвески или мотогондолы до оси Z, проходящей через переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью.

Положения фокуса консольных частей крыла и го определяются по графикам. Положение фокуса крыла сложной формы в плане определяется по соотношению:

,

где : где – производная для 1–го крыла , – производная для 2–го крыла, - площадь 1–го крыла, - площадь 2–го крыла, , .

Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:

. Фокус кормовой части можно принять на середине ее длины– 0.5L_корм .

Координата фокуса кормовой части = 12,94.

Координата фокуса носовой части определяется по формуле:

=3,7 , (3.4)

где =4,5 , =2,6– длина и объем носовой части фюзеляжа;

учитывает смещение фокуса под влиянием числа Маха и определяется по графику.

М=0,6	0,3	0,1	0,27	0,75	2,49	0,27
М=1,6	-	-	-	-	3,71	0,42

М=0,6	0,28
М=1,6	0,41

М=0,6	-0,675	-5,337	4,138
М=1,6	-1,55	-4,644	5,063

Подставляя все значения в формулу (8.1), получаем

	Фюзеляж	Крыло	ГО	Самолет
М=0,6	0,012	-0,0117	-0,198	-0,0371
М=1,6	0,0102	-0,0107	-0,0154	-0,0202

М=0,6	0,21
М=1,6	0,56

Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения