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.

mβxΨ		Саyaкр	Кткр	n__кр	Kα	∆Кα	Z__кр	Ψкр	Хпккр
0,038186	М=0.7	0,057	0,960	1	1,150	0,511	0,407	-5	41
0,029999	М=2	0,037	0,990	1	1,077	1,851	0,407	-5	41
		Cауакго	Ктго	n__го	Kα	∆Кα	Z__го	Ψго	Хпкго
	М=0.7	0,052	0,926	0,921	1,250	0,633	0,289	0	50
	М=2	0,036	0,971	0,995	1,090	1,851	0,289	0	50

hф кр	2686
hф го	2686
bo кр	6951
bo го	3957

M	mβx	mβxΨ	mβxво	mβxи
0,7	0,0359	0,0382	0,0114	-0,0137
2	0,0245	0,0300	0,0082	-0,0137

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.

M	mβy	mβуф	mβуво
0,7	0,1054	0,1015	0,0040
2	0,1328	0,1296	0,0033