Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 16

                                                            (6.12)

а) полностью поворотное ПГО: определяется по формуле (6.8);

б) отклоняются рули высоты, стабилизатор неподвижен: определяется по формуле (6.9);

в) отклоняются одновременно стабилизатор и рули высоты:  определяется по формуле (6.10).

во всех случаях определяется по формуле (6.11).

Знак величин ,. определяется знаком угла отклонения управляющих поверхностей ПГО (, ):

6.3 Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке

6.3.1 Аэродинамическая компоновка нормальной схемы,

а) Статический устойчивый самолет   () (рис. 6.1)

Рис 6.1

                                                                                (6.13)

В пределах малых углов атаки

где                                                                          (6.13^/)

б) статически неустойчивый самолет   ()(рис. 6.2)

Рис 6.2

                                                                                (6.14)

В пределах малых углов атаки

где                                                                          (6.14^/)

6.3.2. Аэродинамическая компоновка схемы "утка".

а) статический устойчивый самолет () (рис. 6.3)

Рис 6.3

                                                                      (6.15)

  ,     

В пределах малых углов атаки  и

где                                                                       (6.15^/)

б) статически неустойчивый самолет   ()(рис. 6.4)

Рис 6.4

                                                                      (6.16)

     

В пределах малых углов атаки  и

где                                                             (6.16^/)

6.4 Определение балансировочных углов атаки.

6.4.1. Построение зависимости  при известном значении

 (рис. 6.5).

Рис. 6.5

6.4.2. Определение или

                                                                              (6.17)

где   определяется по формулам (6.4), (6.6), (6.7),  - формулам (6.8), (6.9), (6.10). Для нормальной аэродинамической компоновки изменение коэффициента момента тангажа  от отклонения управляющих поверхностей на угол или  (отклонение против часовой стрелки), при или  (отклонение по часовой стрелке).

В случае отклонения ПГО на угол или  - , при или  - .

6.4.3 Определение. На графике  (Рис. 6.5) отложить по оси , значение  или при значениях() или () и провести прямые, параллельные зависимости . Точки пересечения этих прямых с осью углов атаки определяет значения углов атаки (при , при ). Балансировочный угол атаки можно определить из DАОВ (рис.6.5).

                                     (6.18)

при этом необходимо проследить размерность  [1/Град] или [1/рад]. Размерность определяется размерностью .

            6.4.4. Определение

- формулы (6.13^/),(6.14^/),(6.15^/),(6.16^/),- по графику рис.5 или формула(6.19).

6.5. Построение балансировочной поляры самолета при .

6.5.1. Построение исходной поляры (обе ветви поляры при и ) в соответствии с проведенным расчётом при неотклоненных рулевых поверхностях. При этом предполагалось , , т.к. эквивалентная схема компоновки заданного самолета симметрична относительно плоскости XОZ. Исходная поляра 1 на рис.6.6

6.5.2 Определение .

- приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости. Аналогично

,  - коэффициенты изолированных консолей ГО и ПГО.

6.5.3. Построение балансировочной поляры самолета нормальной аэродинамической компоновки при .

1) По оси откладывается от т. О  или .

2) По оси  от точки откладывается значение при , точки О" и О' на рис. 6.6

3) Построение поляр 2 и 3: смещение поляры 1 таким образом, чтобы т. О совпала с т. О¢ - поляра 2 и с т. О" - поляра 3, На полярах 3 и 2 точки А и В, соответствующие самолета при .

4) Точки АОВ соединяются. Полученная кривая - балансировочная поляра. В т. О касательная к этой поляре перпендикулярна оси . Отвал балансировочной поляры , больше отвала исходной поляры 1, что определяет потери на балансировку.