6.1 Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей (,)

6.1.1 Для самолета нормальной аэродинамической схемы:

Для полностью поворотного ГО

(6.4)

(6.4^/)

– коэффициент подъемной силы консольной части ГО;

; – производная угла скоса потока от крыла в области ГО по углу атаки; – коэффициент торможения потока перед ГО; – угол поворота ГО; – коэффициент интерференции ГО с фюзеляжем (рис. 2.11).

Если ГО компоновки самолета имеет неподвижный стабилизатор с рулем высоты, то угол отклонения руля высотыможно свести к эквивалентному углу отклонения ГО–

(6.5)

где – коэффициент эффективности руля высоты,

,

– площадь руля высоты.

Тогда(6.6)

Если отклоняются одновременно стабилизатор и руль высоты, то (6.7)

6.1.2 Для аэродинамической компоновки самолета типа «утка»

Дополнительный коэффициент подъемной силы от отклонения горизонтального оперения (ПГО):

Для полностью поворотного ПГО

(6.8)

где (6.8^/)

–угол отклонения ПГО,

–относительная площадь ПГО,

– коэффициент торможения потока перед ПГО,

–коэффициент подъемной силы консольной части ПГО,

–коэффициент интерференции ПГО с фюзеляжем (рис. 2.11).

В случае неподвижного стабилизатора ПГО при отклонении рулей высоты

(6.9)

При одновременном отклонении стабилизатора и рулей высоты

(6.10)

Отклонение переднего горизонтального оперения (ПГО) вызывает перед крылом угол скоса потока – который можно представить. , где

Этот угол скоса потока приведет к изменению подъемной силы крыла:

(6.11)

–коэффициент торможения потока перед крылом,

, –производная угла скоса потока по углу отклонения ПГО (раздел 2.4.2).

6.2. Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями.

6.2.1 Коэффициент подъемной силы самолета нормальной аэродинамической компоновки при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями:

а) полностью поворотное ГО:

б) отклоняются рули высоты, стабилизатор неподвижен:

в) отклоняются одновременно стабилизатор и рули высоты:

6.2.2. Коэффициент подъемной силы компоновки самолета схемы «Утка» при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями можно представить:

(6.12)

а) полностью поворотное ПГО: определяется по формуле (6.8);

б) отклоняются рули высоты, стабилизатор неподвижен: определяется по формуле (6.9);

в) отклоняются одновременно стабилизатор и рули высоты: определяется по формуле (6.10).

во всех случаях определяется по формуле (6.11).

Знак величин ,. определяется знаком угла отклонения управляющих поверхностей ПГО (,):

6.3 Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке

6.3.1 Аэродинамическая компоновка нормальной схемы,

а) Статический устойчивый самолет () (рис. 6.1)

Рис 6.1

(6.13)

В пределах малых углов атаки

где (6.13^/)

б) статически неустойчивый самолет ()(рис. 6.2)

Рис 6.2

(6.14)

В пределах малых углов атаки

где (6.14^/)

6.3.2. Аэродинамическая компоновка схемы "Утка".

а) статический устойчивый самолет () (рис. 6.3)

Рис. 6.3

(6.15)

,

В пределах малых углов отклонения ПГО и

где (6.15^/)

б) статически неустойчивый самолет ()(рис. 6.4)

Рис 6.4

(6.16)

В пределах малых углов атаки и

где (6.16^/)

6.4 Определение балансировочных углов атаки.

6.4.1. Построение зависимости при известном значении (формула 3.1 раздел 3) (рис. 6.5).

Рис. 6.5

6.4.2. Определение или

(6.17)

где определяется по формулам (6.4), (6.6), (6.7),– формулам (6.8), (6.9), (6.10). Для нормальной аэродинамической компоновки изменение коэффициента момента тангажа от отклонения управляющих поверхностей на уголили(отклонение против часовой стрелки),приили(отклонение по часовой стрелке).

В случае отклонения ПГО на уголили– , приили– .

6.4.3 Определение. На графике (Рис. 6.5) отложить по оси , значение или при значениях() или()и провести прямые, параллельные зависимости . Точки пересечения этих прямых с осью углов атаки определяет значения углов атаки() при , при ). Балансировочный угол атаки можно определить из АОВ (рис.6.5).

(6.18)

при этом необходимо проследить размерность [1/град] или [1/рад]. Размерность определяется размерностью .