§6. Расчет максимального аэродинамического качества.

Максимальное аэродинамическое качество симметричного самолета определяется по формуле:

Определение максимального аэродинамического качества.
Сха0ст	0,0146	0,015	0,017	0,021	0,020	0,018
A	0,349988468	0,314087739	0,2972028	0,3072108	0,337396027	0,400709
Kmax	7,0	7,3	7,0	6,2	6,1	5,9

§7. Балансировка самолета в продольной плоскости

Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета m_zст = 0.

Продольная балансировка осуществляется отклонением органов продольного управления самолетом: отклонением рулей высоты, стабилизатора или одновременно и того и другого.

Каждому значению угла атаки и коэффициенту подъемной силы самолета соответствует угол поворота органов продольного управления, при котором m_zст = 0. Этот угол атаки называется балансировочным углом атаки самолета (a= a_бал, m_zст = 0)

При нейтральном положении управляющей поверхности нормальная сила самолета приложена в центре давления самолета ( ц.д.), который в общем случае не совпадает с центром масс. Если самолет симметричен относительно плоскости xz, то центр давления самолета совпадает с фокусом самолета (При малых углах атаки Y_ст » Y_aст где Y_aст – подъемная сила самолета, Y_ст – нормальная сила)

Подъемная сила несбалансированного самолета создает момент тангажа. При балансировке отклонением управляющей поверхности создается такая дополнительная подъемная сила на горизонтальном оперении DY_aго, которая создает уравновешивающий момент тангажа, балансирующий самолет.

Где , со своими знаками, x_F, x_M, x_Fго , соответственно, координаты относительно передней кромки САХ крыла с подфюзеляжной частью, фокуса cамолета, центра масс самолета, фокуса горизонтального оперения (ГО).Подъемная сила сбалансированного самолета равна:

Коэффициент подъемной силы сбалансированного самолета:

_,

где ;;;;.

1. Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей ()

Для самолета нормальной аэродинамической схемы:

Для полностью поворотного ГО

- коэффициент изолированного ГО;

; - производная угла скоса потока от крыла в области ГО по углу атаки; - коэффициент торможения потока перед ГО;

- угол поворота ГО;

Расчет балансировочной поляры самолета.
М	0,6	0,7	0,968846	1,4	1,6	1,8
Кϕ го	0,92	0,92	0,92	0,92	0,92	0,92
ΔКϕ го	0,43	0,43	0,43	0,43	0,43	0,43
го	0,038595	0,043279	0,045714	0,044215	0,040094	0,03185
Ктго	0,983565	0,9801	0,97911	0,977625	0,9603	0,924988
ηго	0,976628	0,973782	0,972204	0,973268	0,97579	0,97993
S'го	0,130223	0,130223	0,130223	0,130223	0,130223	0,130223
ΔСуа го
7	0,045623	0,050831	0,05355	0,051772	0,046234	0,035527
-7	-0,04562	-0,05083	-0,05355	-0,05177	-0,04623	-0,03553