Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.

Момент тангажа самолета создается крылом, горизонтальным оперением, фюзеляжем и всеми несущими надстройками.

Коэффициент момента тангажа самолета: , где- момент аэродинамических сил самолета относительно осиz, S – площадь крыла с подфюзеляжной частью, - скоростной напор невозмущенного потока.

При малых углах атаки можно принять зависимость коэффициента m_z от углов атаки (m_z = f()) линейной. Тогда , где- угол атаки самолета;- производная коэффициента момента тангажа по углу атаки, имеющая порядок:

0.002 …0.01  0.1 …0.6

При малых углах атакинормальная сила практически не отличается от подъемной силы, поэтому в формуле производныеможно заменить на производныедля самолета и всех его частей.

где , для консоли крыла,для консоли го.

Положение фокуса на крыле

λк*Tanχ0,5	2,934665
η	3,093567
M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
λк*Корень	1,769143	1,579275887	1,326857143	2,7620734	3,309763	3,830307
X`Fαкнп	0,31	0,32	0,33	0,475	0,5	0,505
XFaккр	1,70872	1,76384	1,81896	2,6182	2,756	2,78356

Положение фокуса на горизонтальном оперении

λго*Tanχ0,5	0,518139
η	0,348872
M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
λкго*Корень	0,335664	0,29964	0,251748	0,524056	0,62797	0,726735
X`Fαкнп	0,15	0,17	0,2	0,25	0,3	0,32
XFaкго	0,2895	0,3281	0,386	0,4825	0,579	0,6176

Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:

,

где коэффициент рассчитывается относительно осипроходящей через нос фюзеляжа;- производные коэффициента подъемной силы по углу атаки, соответственно, фюзеляжа, его носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части;- расстояние от фокуса носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части до осиZ.

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

Координата фокуса кормовой части .

Координата фокуса носовой части определяется по формуле:

,

где ,- длина и объем носовой части фюзеляжа;

учитывает смещение фокуса под вилянием числа Маха и определяется по графику в зависимости от параметров и.

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
xFαнос+цил	1,246977958	1,261627958	1,290927958	1,525328	1,906228	2,169928
xFαкорм	13,81
xFαф	0,12244041	0,07777656	0,01519886	1,225703	1,61478	1,881848

Для определения положения фокусов частей самолета относительно носка САХ крыла были нанесены на чертежи эквивалентной компоновки и сняты координаты .

Далее по формуле рассчитывается коэффициент

Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения:

;

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
mzα	-0,017	-0,0186	-0,0197	-0,01047	-0,0132	-0,01133
X`Fαст	0,398339085	0,4019701	0,410704595	0,281424558	0,3309118	0,316489
XFα	2,549370142	2,5726089	2,628509405	1,801117172	2,117835522	2,025528

Построение графика зависимости производной коэффициента момента тангажа самолета от числа Маха