6.4.4. Определение

– формулы (6.13^/),(6.14^/),(6.15^/),(6.16^/),– по графику рис. 6.5 или формула(6.18).

6.5. Построение балансировочной поляры самолета при .

6.5.1. Построение исходной поляры (обе ветви поляры при и) в соответствии с проведенным расчётом при неотклоненных рулевых поверхностях. При этом предполагалось,, т.к. эквивалентная схема компоновки заданного самолета принята симметричной относительно плоскостиXОZ. Исходная поляра 1 на рис.6.6

6.5.2 Определение .

–приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости. Аналогично

, – производные коэффициентов изолированных консолей ГО и ПГО.

6.5.3. Построение балансировочной поляры статически устойчивого самолета нормальной аэродинамической компоновки при и отклонении горизонтального оперения при балансировке на угол .

На рис. 6.6:

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.

Рис 6.6

Раздел II. Расчет аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движении.

Современные самолeты, как правило, имеют аэродинамическую компоновку симметричную относительно продольной плоскости. Поэтому поперечная сила и аэродинамические моменты относительно осей X и Y могут возникать только при несимметричном обтекании его воздушным потоком относительно плоскости ХОY, т.е. при появлении угла скольжения b и отклонении органов управления креном и рысканием (рис. 7.1) Боковые моменты возникают в полете и от несимметричной тяги (при одностороннем отказе двигателя (двигателей) и при управлении вектором тяги). В данном случае влияние тяги на аэродинамические силы и моменты не рассматривается.

7. 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:

, ,(7.1)

При малых углах атаки и скольжения:

, ,(7.2)

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

, ,(7.3)

Если коэффициент подъемной силы С_уа= 0, т.е. угол атаки a = 0 либо a = a₀, то коэффициенты зависимости (7.3) будут изменяться только по числам Маха невозмущенного потока (). Определение коэффициентов , ,будет приведено для случая С_уа= 0.

При определении ,рассматриваетсяисходный , а не эквивалентный фюзеляж

7.1 Коэффициент 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:

(7.4)

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 (если ВО состоит из двух килей; если один киль, то); j – число мотогондол.

Коэффициентыизолированных частей самолёта определя–ются аналогично производным коэффициентов подъемной силы по углу атаки изолированных фюзеляжа, мотогондолы и вертикального оперения, принимая (b=a).

При определении необходимо учитывать, что ВО на самолетах, как правило, одностороннее. в этом случае для расчета считается состоящим из двух консолей, (рис. 7.2) тогда

,

где – производная коэффициента подъемной силы несущей поверхности, состоящей из двух консолей ВО (рис. 7.2).

определяется по графикам рис. 2.6 – 2.9., где средняя относительная толщина профиля ВО по его высоте,

, ,

определяется по рис. 2.11, – диаметр фюзеляжа в области ВО. В случае двух килей определяетсякак производная угла скоса потока за крылом по углу атаки (2.18) , где ,, х = 0.5b_Аво., y – расстояние между килями – l_zво (рис. 1.3б). Значение при принятом правиле знаков отрицательное.

При малых углах скольжения можно приближенно считать, что поперечная сила Z равна боковой силе Z_a.

2. Коэффициент 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 (рис.7.3).

Согласно (7.1), (7.2) коэффициент момента крена самолета можно определить производной коэффициента момента крена по углу скольжения :

(7.5)

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.

(7.6)

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

(7.7)

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

, (7.8)

где –

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

7.3. Коэффициент 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.

, (7.9)

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

(7.10)

где – расстояние от центра масс самолета до фокуса по углу скольжения ВО () (рис.7.2).

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

, (7.11)

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.