§4 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.

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 - соответственно расстояния от фокуса изолированных консолей крыла, го, фюзеляжа,i-й подвески или мотогондолы до оси Z, которые можно определить по чертежу эквивалентной компоновки с учетом его масштаба или рассчитать эти размеры по данным геометрии эквивалентной схемы самолета. Ось Z согласно ГОСТу проходит через центр масс самолета в сторону правого крыла самолета. Если положение центра масс неизвестно, то ось Z обычно проводят через переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью. Знакиопределяются согласно ГОСТу. В случае, когда подъемная сила поверхности, приложенная в ее фокусе, создает относительгно осиZ кабрирующий момент, то знак плеча ”+”, если пикирующий – то ”–”.

Положения фокуса изолированных консолей крыла и го определяются по графикам.

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;- расстояния от фокусов носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части до оси.

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 влянием числа Маха и определяется по графику в зависимости от параметров и.

с	0,432648
bА кр	7,0935105
χ0,5 кр	41
λк	1,940201281
	0,641054
	1,620565

Lф	25,754
Lкорм	3,516
Lнос	7,658
Sмф	3,97
λцил	3,403555556
λнос	6,48

0,320156 1,118034 1,732051   0,8 0,526783 0,247666	3,403555556
	6,48

Определение коэф. мом. тангажа т фокуса по углу атаки самолета
М	0,6	0,7	0,968846	1,4	1,6	1,8
Хfαкр'	0,385	0,41	0,448	0,48	0,492	0,49
Хfαкр	2,238741	2,384114	2,60508	2,791157	2,860936	2,849306
Хfαго'	0,384	0,41	0,448	0,48	0,492	0,49
Хfαго	0,852477	0,910197	0,994556	1,065596	1,092236	1,087796
Хfαкорм	-23,996	-23,996	-23,996	-23,996	-23,996	-23,996
∆Xfα/Lнос	0,075	0,08	0,09	0,11	0,15	0,18
∆Xfα	0,57435	0,61264	0,68922	0,84238	1,1487	1,37844
Хfαн+цил	-3,85833	-3,82004	-3,74346	-3,5903	-3,28398	-3,05424
Хfαф	-1,6121	-1,63881	-1,619332	-1,57072	-1,44174	-1,40091
xф'=	12,9869	12,96019	12,97967	13,02828	13,15726	13,19809
xкр'=	-3,516	-3,662	-3,883	-4,072	-4,141	-4,127
xго'=	-9,458	-9,516	-9,6	-9,671	-9,698	-9,693
mzα	-0,02913	-0,03386	-0,03743	-0,0369	-0,03275	-0,02522
Хfα'	-0,58413	-0,60917	-0,637418	-0,65082	-0,63355	-0,57836
Хfαсам	-4,1435	-4,32115	-4,521532	-4,61657	-4,49408	-4,10264
XT	-1,77338	-1,77338	-1,773378	-1,77338	-1,77338	-1,77338