Раздел I Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.

В расчете принимаются углы атаки  = 0; 2; 4; 6 Указанный расчетный диапазон углов атаки соответствует линейной зависимости коэффициентов подъемной силы , момента тангажа , от угла атаки.

2. Определение коэффициента подъемной силы самолета

производная коэффициента подъемной силы самолета определяется по соотношению:

Здесь производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки

– коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем (п. 2.3);

– коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какого–либо элемента конструкции самолета (п 2.4.3);

– коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно (п. 2.4.1, 2.4.2).

, ,.

Sф	0.091
Sкр	0.722
Sго	0.196
Sво	0.256

2.1 Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки

где, – производная коэффициента нормальной силы фюзеляжа без центрального тела и протока воздуха – определяется по формуле (2.6) как для тела с плоским затуплением;

– определяется для всех чисел М по рис 2.1,2.2 (для случая и или ), а производная – по формуле :

	Cyαнос+цил	Суαбцт	Суαцт	dцт	dвх	ф	суαвх
m=0,7	0,207	0,035	0,035	2202	2686	0,63	0,0072
m=2	0,197	0,033	0,033	2202	2686	0,95	0,0103

2.2 Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения)

Коэффициент крыла простой формы в плане определяется во всем расчетном диапазоне чисел Маха по графикам рис 2.6–2.9. Коэффициент определяется аналогично крылу.

	Сα уакр	Сα уаго
М=0,7	0,0572	0,0524
М=2	0,0372	0,0364

2.3 Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.

определяется по графикам ( рис. 2.11 )

• Влияние формы несущей поверхности в плане по соотношению: ,

• Влияние толщины пограничного слоя определяется из выражения:

• Влияние расстояния от носа фюзеляжа до середины бортовой хорды несущей поверхности учитывается коэффициентом: ,

		m=0,7	m=2
Кη	Для крыла	1,0735
	Для ГО	1,0817
Кпс	Для крыла	0,9938	0,991
	Для ГО	0,971	0,9771
КL	Для крыла	0,878
	Для ГО	0,8966

2.4 Определение коэффициентов интерференции несущих поверхностей, расположенных друг за другом.

Коэффициент эффективности НП_II определяется по формуле: .

где: – производная по углу атаки среднего угла скоса потока около второй несущей поверхности (НП_II);

– консольной части первой несущей поверхности (КНП I);

– расстояние между свободными вихрями вихревой системы,

– коэффициент интерференции НП_I с фюзеляжем

Коэффициент i , учитывающий осреднение угла скоса потока по размаху НП_II определяется по графикам рис. 2.15 –2.17.

	εα	Kx	Kα1	l0I	Zв__	i
m=0,7	0,0787	0,5036	1,56	11618,86	0,1259	2
m=2	0,0055	0,9998	2,27	11618,86	0,1259	2

Определение коэффициента торможения потока около первой и второй несущих поверхностей.

Коэффициенты торможения потока в области второй несущей поверхности , где

определяется по графикам рис. 2.20б.

М	0,7	2
Сα уа	0,0961	0,0974
Сα уа ф	0,2071	0,1966
Сα уа ккр	0,0572	0,0372
Сα уа кго	0,052	0,0364
Кααкр	1,56	2,27
Кααго	1,77	2,79
К кр	0,96	0,99
К го	0,9264	0,9711
η_кр	1	1
η_го	0,9213	0,9945