4. Построение поляры первого рода, зависимости для самолета при или

Коэффициент лобового сопротивления самолета

Коэффициент подъемной силы самолета

Поляра первого рода строится в декартовой системе осей ко–ординат: значения С_ya расположены по оси ординат и значения С_xa по оси абсцисс для заданного числа Маха – M_. На поляре про–ставляются углы атаки. В качестве примера на рис. 5.1 приведены поляра для дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей для самолета, симметричного относительно плоскости X0Z.

m=0,7
α	-6	-4	-2	0	2	4	6
Cya	-0,576	-0,384	-0,192	0,000	0,192	0,384	0,576
Cxa0	0,038	0,038	0,038	0,038	0,038	0,038	0,038
Cxai	0,060	0,027	0,007	0,000	0,007	0,027	0,060
Cxa	0,098	0,064	0,044	0,038	0,044	0,064	0,098

m=2
α	-6	-4	-2	0	2	4	6
Cya	-0,584	-0,390	-0,195	0,000	0,195	0,390	0,584
Cxa0	0,051	0,051	0,051	0,051	0,051	0,051	0,051
Cxai	0,061	0,027	0,007	0,000	0,007	0,027	0,061
Cxa	0,112	0,078	0,058	0,051	0,058	0,078	0,112

4. Расчет балансировочной поляры самолета

Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета m_z = 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_z = 0. Этот угол атаки называется балансировочным углом атаки самолета (a= a_бал, m_z = 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 » Y_a где Y_a – подъемная сила самолета, Y – 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.

(6.1)

отсюда

Где , со своими знаками, x_F, x_T, x_Fго , соответственно, координаты относительно передней кромки САХ крыла с подфюзеляжной частью фокуса cамолета, центра масс самолета, фокуса горизонтального оперения (ГО)

Подъемная сила сбалансированного самолета равна:

(6.2)

Коэффициент подъемной силы сбалансированного самолета:

_, (6.3) где

; ; ; ;

	Сауа бал	Сауа	Хfa_	Xfаго_	XT_
m=0,7	0,047	0,096	0,852	1,677	0,000
m=2	0,045	0,097	0,943	1,744	0,000
m=0,7 -5	0,047	0,096	0,852	1,677	0,000
m=2 -5	0,045	0,097	0,943	1,744	0,000