Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 18

Аэродинамический момент крена самолета M_x создается силами, действующими на крыло, горизонтальное и вертикальное оперения. Если a= 0 или a= a₀при отсутствии углов установки крыла и ГО, при неотклоненных рулях управления моментом крена, M_xст будет создаваться силой, действующей на ВО при b¹ 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  (b¹ 0) и при отклонении руля направления, элеронов и интерцепторов и создается поперечными и продольными силами действующими на ВО , фюзеляж, МГ, крыло и ГО.

При a= 0 или a= a₀и 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.