- •Расчет основных геометрических параметров самолета
- •Раздел I Расчет аэродинамических характеристик самолета и его частей в продольной плоскости при малых углах атаки.
- •Определение коэффициента подъемной силы самолета
- •2.1 Определение производной коэффициента подъемной силы фюзеляжа по углу атаки
- •2.2 Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки изолированных несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения)
- •Подставляем в таблицу все полученные значения и получаем Сα уа
- •3. Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.
- •Определение коэффициента лобового сопротивления самолета
- •Зависимость коэффициента для сверхзвуковых скоростей
- •4.2 Расчет коэффициента лобового сопротивления несущей поверхности (крыла, го, пго, во) при нулевой подъемной силе.
- •Построение поляры первого рода, зависимости для самолета при или
- •Расчет балансировочной поляры самолета
- •6.1 Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей ( , )
- •6.1.1 Для самолета нормальной аэродинамической схемы:
- •6.4.4. Определение
- •6.5.3. Построение балансировочной поляры статически устойчивого самолета нормальной аэродинамической компоновки при и отклонении горизонтального оперения при балансировке на угол .
- •Раздел II. Расчет аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движении.
- •7. Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета.
- •7.1 Коэффициент поперечной силы самолета.
- •Коэффициент момента крена самолета.
- •7.4. Расчет координаты фокуса самолета по углу скольжения
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 высоты можно 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)
6.2. 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:
6.3 Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке
6.3.1 Аэродинамическая компоновка нормальной схемы,
а) Статический устойчивый самолет ( ) (рис. 6.1)
(6.13)
В пределах малых углов атаки
где (6.13/)
б) статически неустойчивый самолет ( )(рис. 6.2)
(6.14)
В пределах малых углов атаки
где (6.14/)
6.4 Определение балансировочных углов атаки.
6.4.1. Построение зависимости при известном значении (формула 3.1 раздел 3) (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 угол или (отклонение против часовой стрелки), при или (отклонение по часовой стрелке).
В случае отклонения ПГО на угол или – , при или – .
|
∆mzго |
∆Cуаго |
Xfаго_ |
XT_ |
m=0,6 |
-0,181 |
0,108 |
1,677 |
0,000 |
m=1,7 |
-0,148 |
0,085 |
1,744 |
0,000 |
m=0,6 -5 |
0,181 |
-0,108 |
1,677 |
0,000 |
m=1,7 -5 |
0,148 |
-0,085 |
1,744 |
0,000 |
(6.18)
при этом необходимо проследить размерность [1/град] или [1/рад]. Размерность определяется размерностью .