Построение балансировочной поляры самолета нормальной аэродинамической компоновки при .

1) По оси откладывается от т.О или.

2) По оси от точки откладывается значение при , точки О" и О'

3) Построение поляр самолета 2 и 3 при отклонении горизонтального оперения на балансировке: смещение исходной поляры 1 таким образом, чтобы т. О совпала с т. О - поляра 2 и с т. О" - поляра 3, На полярах 3 и 2 точки А и В, соответствующие самолета при .

4) Точки АОВ соединяются. Полученная кривая - балансировочная поляра. В т. О, О, О" касательные к этим полярам перпендикулярны оси . Отвал балансировочной поляры, больше отвала исходной поляры1, что определяет потери на балансировку.

Балансировочная поляра самолета

Расчет аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движении.

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:

, ,

При малых углах атаки и скольжения:

, ,

Тогда основными аэродинамическими характеристиками самолета в установившемся боковом движении можно считать следующие зависимости:

, ,

При определении ,рассматриваетсяисходный, а не эквивалентный фюзеляж

Определение коэффициента поперечной силы самолета.

Аэродинамическую поперечную силу самолета определяют, в основном, поперечные силы, возникающие при обтекании фюзеляжа - , вертикального оперения (ВО) - , мотогондол (МГ) -, и поперечная сила, вызванная интерференцией между фюзеляжем и вертикальным оперением, между плоскостями вертикального оперения, состоящего из двух килей. Поперечная сила от несимметричного обтекания правой и левой части консолей крыла и горизонтального оперения в данном случае мала и ею можно пренебречь.

, ,

где , ,- производные коэффициентов поперечной силы изолированного фюзеляжа, ВО с учетом интерференции с фюзеляжем и между плоскостями ВО (при двух килях), изолированной мотогондолы,

, - коэффициенты торможения потока с области вертикального оперения и мотогондол, их значение можно принять равным коэффициенту торможения ВО и МГ при их обтекании c , ,,,площади миделевого сечения фюзеляжа, ВО и миделевого сечения МГ, соответственно.

Производная коэффициента поперечной силы по углу скольжения самолета:

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.

,

где - производная коэффициента подъемной силы несущей поверхности, состоящей из двух консолей ВО.

определяется по графикам., где средняя относительная толщина профиля ВО по его высоте,

,

- диаметр фюзеляжа в области ВО.

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
Cyaαво	0,034594	0,038235501	0,040147276	0,041876977	0,034594	0,031863
Czβво	0,017297	0,01911775	0,020073638	0,020938489	0,017297	0,015931
Kβ+ΔKβ	0,7	0,7	0,7	1,312819843	1,206408	1,118562
Ктво	0,995	0,995	0,995	0,963	0,95	0,93
Сzβ	-0,00435	-0,00194	-0,00199	-0,00851	-0,00848	-0,00839

Определение коэффициента 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.

Согласно (7.1), (7.2) 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.

,расстояние до базовой плоскости самолета (плоскости симметрии) от центра тяжести площади консольной части крыла и ГО , соответствённо; угол"V"- образности крыла и ГО, соответственно. .

где - расстояние от продольной оси самолета до центра тяжести площади ВО.

,

где -

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

hфкр	1,57	hфго	1,31
кикр	-0,12	киго	-0,12
yво	2,549
M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
mβxи	-0,00901
mβxво	-0,00067	-0,0007465	-0,0007838	-0,0014841	-0,0011	-0,0009
mβx	-0,00969	-0,0097624	-0,009799	-0,0105000	-0,0101	-0,0099

Определение коэффициента момента рыскания самолета.

Аэродинамический момент рыскания самолета М_у 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, ₀  0).

При  = 0 или  = ₀ и малом  коэффициент момента рыскания самолета можно характеризовать производной коэффициента момента рыскания самолета по углу скольжения.

,

где - производная коэффициента момента рыскания по углу скольжения фюзеляжа и ВО соответственно, > 0< 0.

где - расстояние от центра масс самолета до фокуса по углу скольжения ВО ().

Координату фокуса ВО по углу скольжения можно определить как относительную координату фокуса по углу атаки для несущей поверхности с относительными геометрическими параметрами ВО.

,

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.

M∞	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
	0,64	0,51	0,36	1,56	2,24	3
λво*Корень	1,4565905	1,300267109	1,092442882	2,274101204	2,725031	3,153611
x`Fαво	0,225	0,215	0,205	0,37	0,43	0,45
xFво	0,71325	0,68155	0,64985	1,1729	1,3631	1,4265
Lво	11,61325	11,58155	11,54985	12,0729	12,2631	12,3265
L'во	10,9
myβво	0,0030774	0,003392015	0,003551867	0,007029453	0,005347	0,004493
myβф	2,2478224	2,232468869	2,210957298	1,784387539	1,65064	1,558833
х'ф	6,6324404	6,587776562	6,52519886	5,284296695	4,89522	4,628152
кβ	2,092471	2,078178603	2,058153738	1,661065046	1,536561	1,451099
myβ	2,2508998	2,235860884	2,214509165	1,791416992	1,655987	1,563326

Расчет координаты фокуса самолета по углу скольжения

Фокус самолета по углу скольжения при малых углах  определяется соотношениями:

	0,6	0,7	0,8	1,6	1,8	2
x`Fβ	13,14289	29,18875	28,25772	5,34388	4,95884	4,73209
y`Fβ	-0,05659	-0,12745	-0,12505	-0,03132	-0,03033	-0,0301