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 , рассматривается исходный , 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.

Коэффициенты изолированных 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 определяется как 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.

M	Cβz	Cβzф	Cβzво	nво	Кво	Кβ	∆Кβ	n__во
0,7	0,169	0,207	0,026	2	0,960	0,650	0,250	1
2	0,158	0,197	0,018	2	0,990	0,650	0,250	1