Расчет координаты фокуса самолета по углу скольжения

Фокус самолета по углу скольжения при малых углах b определяется соотношениями:

(7.12)

Рис 7.1

Рис. 7.2

Рис. 7.3

Рис. 7.3

Раздед III Особенности расчета аэродинамических характеристик самолета, несимметричного относительно плоскости XOZ, в продольной плоскости.

Большинство аэродинамических компоновок несимметричны относительно плоскости XOZ, что определяется круткой и кривизной несущих поверхностей (крыла и горизонтального оперения), углом их установки относительно базовой плоскости соответствующей несущей поверхности, а также типом аэродинамической компоновки , углом отклонения органов управления в полетной конфигурации и механизации крыла при взлете и посадке самолета.

8. Влияние несимметрии самолета относительно плоскости XOZ на его аэродинамические характеристики в продольной плоскости.

Несимметрия самолета приводит к:

- появлению угла атаки a ¹ 0, при котором коэффициент подъемной силы самолета равен нулю. Этот угол атаки обозначается ;

- необходимости учитывать изменение коэффициента интерференции между фюзеляжем и несущей поверхностью;

- определению коэффициента подъемной силы самолета – , соответствующего коэффициенту минимального лобового сопротивления , необходимого для расчета коэффициента индуктивного сопротивления;

- изменению коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления при отклонении органов управления;

- необходимости учитывать несимметрию самолета при расчете его максимального аэродинамического качества.

8.1. Расчет угла атаки при нулевой подъемной силе –

угол атаки нулевой подъемной силы самолета определяется соотношением:

(8.1)

где , , определяются по формуле (2.1) и рис. 2.6 … 2.9.

(8.2)

(8.3)

(8.4)

, – угол нулевой подъемной силы изолированных несущих поверхностей – первой и второй, расположенной в следе первой, соответственно;

, – угол нулевой подъемной силы с учетом интерференции с фюзеляжем, соответственно, первой и второй несущих поверхностей;

– угол крутки, соответственно первой и второй несущих поверхностей;

– угол скоса потока обусловленный углом ( );

– коэффициенты интерференции несущих поверхностей с фюзеляжем (рис. 2.11);

, – коэффициенты торможения потока перед первой и второй несущей поверхностью (определяются в главе 2.4.3).

8.1.1. Определение угла атаки при нулевой подъемной силе изолированной несущей поверхности.

Угол атаки зависит от угла крутки и кривизны несущей поверхности (крыла и ГО). В случае постоянных по размаху несущей поверхности крутки и кривизны, угол атаки определяется по соотношению:

, (8.5)

где – влияние крутки несущей поверхности,

– влияние кривизны

(8.6)

Производная определяется по графику рис. 8.1.

, (8.7)

Производная определяется по графику рис. 8.2.

– коэффициент подъемной силы, соответствующий минимальному коэффициенту лобового сопротивления рассчитывается по соотношению

, (8.8)

Рис. 8.1

Рис. 8.2

– коэффициент лобового сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе – = 0

– определяется по графику рис. 8.3

Рис. 8.3

Если крутка и кривизна по размаху несущей поверхности изменяется , , то расчет проводится по формулам (8.5),(8.6),(8.7) для средних значений , . Несущая поверхность при этом разбивается на элементы вдоль размаха. В пределах каждого элемента крутка и принимаются постоянными. Тогда , . В формуле (8.6) угол крутки несущей поверхности заменяется на , а в формуле (8.7) значение коэффициента берется в соответствии со средним значением кривизны .