Коэффициент момента крена самолета.

Аэродинамический момент крена самолета M_x создается силами, действующими на крыло, горизонтальное и вертикальное оперения. Если a = 0 или a = a₀ при отсутствии углов установки крыла и ГО, при неотклоненных рулях управления моментом крена, M_xст будет создаваться силой, действующей на ВО при b ¹ 0 и боковой силой, вызванной наличием поперечного "V" у крыла и ГО (рис.7.3).

Согласно (7.1), (7.2) момент 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 от центра тяжести площади консоли крыла и ГО , соответствённо; угол "V"- образности крыла и ГО, соответственно.

(7.7)

где - расстояние от продольной оси самолета до центра площади ВО.

, (7.8)

где -

- средняя высота фюзеляжа в сечении базовой плоскости самолета в пределах центральной хорды крыла и ГО, соответственно, , - центральная хорда крыла и ГО, соответственно.

7.3. Коэффициент момента рыскания самолета.

Аэродинамический момент рыскания самолета М_уст появляется при скольжении самолета (b ¹ 0) и при отклонении руля направления, элеронов и интерцепторов и создается поперечными ипродольными силами действующими на ВО , фюзеляж, МГ, крыло и ГО.

При a = 0 или a = a₀ и малом b момент 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.

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

(7.12)

Рис 7.2

Рис. 7.3

Рис 7.1

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 нулевой подъемной силы -

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;

- 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 нулевой подъемной силы 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 .