Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 15

При нейтральном положении управляющей поверхности нормальная сила самолета приложена в центре давления самолета ( ц.д.), который в общем случае не совпадает с центром масс. Если самолет симметричен относительно плоскости xz, то центр давления самолета совпадает с фокусом самолета (При малых углах атаки Yст» Yaстгде Yaст подъемная сила самолета, Yстнормальная сила)

Подъемная сила несбалансированного самолета создает момент тангажа. При балансировке отклонением управляющей поверхности создается такая дополнительная подъемная сила на горизонтальном оперении DYaго, которая создает уравновешивающий момент тангажа, балансирующий самолет.

                                                                     (6.1)

Где ,со своими знаками, xF, xM, xFго , соответственно, координаты относительно передней кромки САХ крыла с подфюзеляжной частью, фокуса cамолета, центра масс самолета, фокуса горизонтального оперения (ГО)

Подъемная сила сбалансированного самолета равна:

                                                                                                   (6.2)

Коэффициент подъемной силы сбалансированного самолета:

,                   (6.3)

где ;  ; ; .

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 изолированного 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 и рули высоты, то угол отклонения руля высоты можно свести к эквивалентному углу отклонения ГО -

                                                                                                           (6.5)

где - коэффициент эффективности руля,

,

- площадь руля высоты.

Тогда                                                                                   (6.6)

Если отклоняются одновременно стабилизатор и руль высоты, то                                                                                          (6.7)

6.1.2 Для компоновки самолета схемы «утка» дополнительный коэффициент подъемной силы от отклонения горизонтального оперения (ПГО):

Для полностью поворотного ПГО

                       (6.8)

где                                                                         (6.8/)

 - угол отклонения ПГО,

 - относительная площадь ПГО,

- коэффициент торможения потока перед ПГО,

 -коэффициент изолированного ПГО,

 - коэффициент интерференции ПГО с фюзеляжем (рис. 2.11).

 В случае неподвижного стабилизатора ПГО при отклонении рулей высоты

                                                                                                (6.9)

При одновременном отклонении стабилизатора и рулей высоты

                                                                                   (6.10)

Отклонение переднего горизонтального оперения (ПГО) вызывает перед крылом дополнительный угол скоса потока - который можно представить.

где  

Этот угол скоса потока приведет к изменению подъемной силы крыла:

                                                     (6.11)

 - коэффициент торможения потока перед крылом,

 ,  -производная угла скоса потока от ПГО в области крыла (раздел 2.4.2).

6.2. Коэффициент подъемной силы самолета с отклоненными управляющими поверхностями.

6.2.1 Коэффициент подъемной силы самолета нормальной схемы 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:

    

6.2.2. Коэффициент подъемной силы компоновки самолета схемы «утка» при малых углах атаки с отклоненными управляющими поверхностями можно представить: