11.4 Определение

.

М=0,6	0,0087
М=1,6	0,0018

Определение .

– приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости.

11.5 Построение балансировочной поляры самолета.

М=0,6

М=1,6

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

При наличии угла скольжения самолета возникают поперечная сила (Z) и аэродинамические моменты крена ( М_х ) и рыскания ( M_y ), которые выражаются через аэродинамические коэффициенты. Если коэффициент подъемной силы С_уа= 0, т.е. угол атаки a = 0 либо a = a₀, то эти коэффициенты будут изменяться только по числам Маха невозмущенного потока ( ). Определение коэффициентов , , будет приведено для случая С_уа= 0.

12.1 Коэффициент поперечной силы самолета.

Производная коэффициента поперечной силы по углу скольжения самолета:

(7.4)

где , , – производные поперечной силы по углу скольжения изолированных фюзеляжа и МГ, изолированного ВО;

–коэффициент, учитывающий интерференцию между ВО и фюзеляжем; – число килей; – коэффициент эффективности затененной плоскости ВО (так как один киль, то ); j – число мотогондол.

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

При определении приходиться учитывать, что ВО одностороннее. в этом случае для расчета считается состоящим из двух консолей, тогда

,

где – производная коэффициента подъемной силы несущей поверхности, состоящей из двух консолей ВО ,определяется по графикам.

М=0,6	0,0697	0,0193	-0,0372
М=1,6	0,0667	0,0176	-0,0246

12.2 Коэффициент момента крена самолета.

Аэродинамический момент крена самолета M_x 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, M_x будет создаваться силой, действующей на ВО при   0 и боковой силой, вызванной наличием поперечного "V" у крыла и ГО. Коэффициент момента крена самолета можно определить производной коэффициента момента крена по углу скольжения :

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.

V-образность отсутствует. Тогда

(7.7)

где =1,39 м – расстояние от продольной оси самолета до центра тяжести площади ВО.

, (7.8)

где –

– средняя высота фюзеляжа в сечении плоскости симметрии в пределах центральной хорды крыла и ГО, соответственно, , – центральная хорда крыла и ГО, соответственно.

М=0,6	-0,0061	-0,0036	-0,0097
М=1,6	-0,0036	-0,0038	-0,0074